基于递阶遗传算法的结构多损伤监测

基于递阶遗传算法(HGA)与结构优化思想,提出了一种针对欧拉-伯努利梁和二维板结构的多损伤监测方法.该方法利用递阶遗传算法的控制基因表示损伤的数量和位置,以参数基因表示损伤的程度,有效地避免了传统遗传算法(CGA)的早熟现象所造成的损伤误识别等问题.一个悬臂梁和悬臂方板结构模型的多损伤监测仿真计算表明该方法能够准确地监测一、二维结构中多个位置的损伤,而传统遗传算法难以识别二维结构中的多损伤情况.悬臂梁仿真算例中,该方法和传统遗传算法对多损伤程度的识别误差分别为0.144%和1.819%,所需的有限元计算次数该方法仅为传统遗传算法的16.4%.与传统遗传算法相比,递阶遗传算法明显提高了损伤识别方法的计算效率、精度和稳定性.      

高温高Q腔法介电性能测试系统稳定性研究

经测试原理分析,证明了高温空腔(测试腔体内无样品)特性(主要指谐振频率和品质因数)的准确性和稳定性是保证样品高温介电性能测试结果准确性和稳定性的必要条件.进行了室温～1 600℃定点温度下恒温时间为3、5和8 min、7～18 GHz的空腔特性测试,结果表明谐振频率相互之间相对偏差±0.05%,品质因数相互之间相对偏差<±5%,验证了恒温时间为3 min时可获得准确的高温空腔特性数据.还在不同时间不同季节多次对空腔进行了室温～1 600℃、7～18 GHz空腔特性测试,结果表明谐振频率之间相对误差<±0.04%,品质因数之间的相对误差<±5%,进一步验证了该测试系统可获得准确稳定的测试结果.     

ICP-OES法测定钛合金中稀土元素Y,La,Pr,Sm,Ce,Gd和Nd

进行了用电感耦合等离子体发射光谱法(ICP-OES)法测定钛合金中稀土元素Y,La,Pr,Sm,Ce,Gd和Nd的研究.研究样品的溶解,待测稀土元素分析谱线的选择,钛合金基体及共存元素对稀土元素测量的影响等,确定了待测稀土元素的分析线,校准曲线采用基体匹配消除基体效应的影响,对仪器测量条件进行优化.进行了加入回收实验.精密度和准确度结果表明:本方法快速、准确,可以满足钛合金中的稀土元素的测定要求,RSD<4%,回收率98%～105%.     

利用试验设计法建立翼型气动特性的人工神经网络模型

建立了翼型气动特性预测的BP(Back Propagation)神经网络模型,重点研究了3种选取训练样本的试验设计(DOE)法:完全析因法、正交设计法和均匀设计法,对BP神经网络预测精度的影响,利用所建立的BP神经网络对FX63-137翼型几何型线进行了优化设计。研究结果表明:在因素数和水平数较少时,完全析因法、正交设计法及均匀设计法的平均测试误差分别为0.002%、0.029%、0.023%;在因素和水平数较多时,完全析因法的样本规模太大而不再适合,正交设计法和均匀设计法的平均测试误差分别为0.42%和0.15%,均匀设计法的预测精度更高,更适合于翼型气动特性预测的人工神经网络模型。优化后翼型的升阻比在迎角为0°~18°范围内均高于原始翼型,在迎角为1°、4°和15°时升阻比分别提高了4.38%、1.38%和5.51%。该研究方法及成果可以应用于翼型的多参数优化设计。     

喷射吸滤成型法制备碳纳米纸及其应变/温度传感特性

碳纳米纸可作为应变传感器监测结构应变损伤,同时还可作为温度传感器监测环境温度变化。将多壁碳纳米管单分散后,采用喷射吸滤法制备碳纳米纸,利用场发射扫描电子显微镜和氮气吸附法表征碳纳米纸微观形貌及平均孔径。碳纳米纸的应变传感和温度传感实验表明碳纳米纸对应变灵敏度较高,灵敏度系数分别为10.21(0~39 000με)和524.79(39 000~55 000με);碳纳米纸经退火处理后,升温过程电阻温度系数分别为-6.57%/℃(20~100℃)和-3.25%/℃(100~200℃),降温过程电阻温度系数分别为-5.79%/℃(20~100℃)和-2.88%/℃(100~200℃),具有较好的温度传感可逆性和重复性。     

Y-12飞机“极曲线法”的试飞研究

Y-12飞机是按美国联邦航空条例第23部(FAR23)和第135部附录A(FAR135APP.A)采用“极曲线法”进行基本性能试飞的。本文介绍了它的基本原理、试飞的实施、极曲线的绘制和性能扩展等.该法的先进性在于试飞周期短、试飞数据准确、可提供成套的性能数据. 该法原理可用于各种型号飞机的基本性能试飞.     

一种Al-Cu-Li合金的超塑性性能研究

采用金相(OM)及透射电子显微技术(TEM)对一种Al-Cu-Li合金的显微组织进行观察,对于该合金普通热轧板及超塑性预处理后的细晶板材进行高温拉伸试验.结果表明,该合金普通的热轧板经过快速再结晶退火延伸率可达94%～130%的高温塑性变形仍以晶内变形为主.经超塑性预处理的细晶板材当T=490℃,ε=10-3s-1时,延伸率为630%,其中时效24h的样品在较低温度下成形为晶内变形和晶界变形的混合模式,而时效48h的样品则在400～500℃都表现为晶界变形为主的超塑性变形模式.未经过再结晶退火比经过再结晶退火的样品具有更高的超塑性.     

烟草丛顶病毒ORF3的克隆及原核表达

利用RT-PCR方法,自烟草丛顶病毒(Tobacco bush top virus,TBTV)龙陵分离物(TBTV-YLLi)的RNA中扩增出ORF3目的片段,并克隆到pMD18-T载体上进行序列分析.结果表明,TBTV-YLLi的ORF3全长714 bp,与TBTV其他分离物的核苷酸相似性和氨基酸相似性分别为98.3%～98.6%和95.4%～95.8%;与同属的花生丛簇病毒(Groundnut rosette virus,GRV)、豌豆耳突花叶病毒2号(Pea enation mosaic virus-2,PEMV-2)和胡萝卜拟斑驳病毒(Carrot mottle mimic virus,CMoMV)的核苷酸相似性分别为65.1%、61.6%和49.7%,氨基酸相似性分别为36.4%、34.6%和16.5%.将ORF3克隆到原核表达载体pET28a(+)上,获得的重组子pET28-ORF3转化大肠杆菌BL21-plysS,使用终浓度为1.0 mmol/L 的IPTG在37 ℃诱导培养4 h时,该融合蛋白表达量最高.融合蛋白经Ni~(2+)亲和柱层析纯化后,SDS-PAGE 电泳表明,融合蛋白相对分子质量约为35 000,与预计的相对分子质量大小相一致.     

军用航空有机玻璃热分析动力学研究

对某型号军用飞机上航空有机玻璃用热重-差热(TG-DTA)分析仪进行了热分析动力学研究,实验在不同的氧气浓度(5%,10%,15%,21%)和升温速率(15℃/min,30℃/min)条件下进行,用改良的Coats-Redfern法计算出了动力学参数,用Doyle法计算理论失重值。研究发现表观活化能和频率因子都随氧浓度的下降而增加,在升温度速率分别为15℃/min和30℃/min条件下当氧浓度变化时表观活化能分别为100~108kJ/mol和87~92kJ/mol,而频率因子分别为(7~35)10⁶/s和(0.4~1)10⁶/s。计算结果很好的吻合了实验结果。     

多西环素注射液在猪体内的药动学及生物利用度研究

健康猪7头,按拉丁方设计进行单剂量静注多西环素普通注射液、肌注10%和20%多西环素注射液的药动学试验,给药剂量根椐体质量以多西环素计均为 20 mg/kg.以高效液相色谱法测定血药浓度,血药浓度-时间数据用WinNonlin计算机程序分析处理.猪静注多西环素注射液的主要药物动力学参数:药时曲线下面积(AUC)为(141.76±20.38) mg·h·L-1,体清除率(Cl)为(0.14±0.02) L·kg-1·h-1,表观分布容积(Vss)为(1.36±0.17) L·kg-1,消除半衰期(t1/2β)为(9.44±2.60) h;肌注10%和20%多西环素注射液的主要药物动力学参数分别为:AUC为(75.74±21.22)和(90.86±12.11) mg·h·L-1,达峰时间(tmax)为(1.05±0.24)和(1.30±0.30) h,峰浓度(Cmax)为(2.55±0.65) 和(2.28±0.26) μg·mL-1,t1/2β为(32.74±8.66)和(58.36±7.33) h,生物利用度(F)为(52.42±8.97)%和(64.49±6.22)%.结果表明10%和20%多西环素注射液肌注后吸收较快,消除缓慢,消除半衰期延长,给药后72 h仍能达到对常见病原菌的有效血药浓度.     

有翼高超声速再入飞行器气动设计难点问题

有翼高超声速再入飞行器是近年来的研究热点,气动设计是飞行器设计的关键。为了更清楚地认识有翼高超声速再入飞行器气动设计的难点问题,对有翼高超声速再入飞行器的发展、优势及总体任务剖面进行了介绍,从5个方面详细介绍了该类飞行器气动设计的难点问题,包括多约束复杂面对称气动布局设计、高温真实气体效应对气动特性影响、天地差异与天地换算方法、反作用控制系统(RCS)喷流干扰对气动特性的影响以及气动数据不确定度等,简要阐明了这些难点问题对总体设计的重要性以及初步的解决思路,为有翼高超声速再入飞行器气动设计提供了一些参考。     

Simulation and Analysis of Crashworthiness of Fuel Tank for Helicopters

Crashworthiness requirement of fuel tanks is one of the important requirements in helicopter designs. The relations among the protection frame, textile layer and rubber layer of the fuel tank are introduced. Two appropriate FE models are established, one is for an uncovered helicopter fuel tank without protection frame, and the other is for fuel tank with protection frame. The dynamic responses of the two types of fuel tanks impinging on the ground with velocities of 17.3 m/s are numerically simulated for the purpose of analyzing energy-absorbing capabilities of the textile layer and protection frame. The feasibility of the current crashworthiness design of the fuel tank is examined though comparing the dynamic response behaviors of the two fuel tanks.     

基于飞机油箱模型形状特征油量测量切片步长选择方法研究

 在分析飞机数字式油量测量过程中目前广泛使用的切片法油量测量原理的基础上,针对现有的定步长切片法无法得到准确、可靠的燃油质量特性数据库的缺陷,结合对飞机油箱模型形状特征的分析,提出了基于飞机油箱模型形状特征的油量测量切片步长选择方法。此方法包括切片步长整体和局部选择两个过程,整体选择以实现相邻两切片平面所夹油箱模型体积近似相等为目的来确定切片步长,以体现油箱模型截面整体变化规律;局部选择以设计切片平面与截面突变平面重合或尽可能接近的方式,突出油箱截面的局部变化特征。实验结果表明：该切片步长选择方法较定步长方法能够建立更为合理、可靠的燃油质量特性数据库,从而提高了油量测量精度。     

突破技术趋同，波音再现竞争优势

 波音公司面临着来自空客公司的巨大挑战,企业战略性创新才是公司成功的关键。为此波音公司的全部战略性研究集中在扩大产品的差异性上,体现在3个方面：电子化（e-Enabled）运营环境、整体复合材料机身部件的制造技术和支持波音787客机的全球协同环境（GCE）。     

The effect of inlet conditions on the flow and heat transfer in multiple rotating cavity with axial throughflow

This paper discusses experimental results from two different build configurations of a heated multiple rotating cavity test rig.Measurements of heat transfer from the discs and tangential velocities are presented.The test rig is a 70% full scale version of a high pressure compressor stack of an axial gas turbine engine.Of particular interest are the internal cylindrical cavities formed by adjacent discs and the interaction of these with a central axial throughflow of cooling air.Tests were carried out for a range of non-dimensional parameters representative of high pressure compressor internal air system flows(Re up to 5×106 and Rez up to 2×105).Two different builds have been tested.The most significant difference between these two build configurations is the size of the annular gap between the(non-rotating) drive shaft and the bores of the discs.The heat transfer data were obtained from thermocouple measurements of surface temperature and a conduction solution method.The velocity measurements were made using a two component,LDA system.The heat transfer results from the discs show differences between the two builds.This is attributed to the wider annular gap allowing more of the throughflow to penetrate into the cavity.There are also significant differences between the radial distributions of tangential velocity in the two builds of the test rig.For the narrow annular gap,there is an increase of non-dimensional tangential velocity V/Ωr with radial location to solid body rotation V/Ωr=1.For the wider annular gap,the non-dimensional velocities show a decrease with radial location to solid body rotation.      

基于弯曲激波压缩系统的高超声速进气道反设计研究进展

总结了近十年来弯曲激波压缩研究的主要成果。提出了弯曲激波压缩系统的新概念,即利用特殊设计的楔形弯曲压缩面或空间弯曲压缩面,产生一系列与前缘弱激波相互交汇或叠加的压缩波系,从而使前缘激波弯曲,形成特殊的弯曲激波,它与波后的等熵压缩波来共同完成对气流的压缩。在此基础上,实现了由给定出口气动参数的超声速内流道反设计,实现了由给定压缩面压力分布和给定压缩面马赫数分布要求的型面反设计,实现了由给定激波波面的压缩型面反设计。研究证明,弯曲压缩面-弯曲激波压缩系统具有良好的综合气动性能,为高性能高超声速进气系统的气动设计提供了一种全新的设计方法。     

临近空间飞行器测控与信息传输系统频段选择

 临近空间飞行器是高性能信息化武器平台,测控（TT&;C）与信息传输系统是其信息保障的核心,而选择合理、可行的频段是展开系统设计的前提和基础。频段选择影响到整个技术方案的制定,是一个需综合考虑、影响深远并具有战略意义的关键问题,从国际电联（ITU）国际标准、高速数传、接收信噪比（SNR）、“三抗”、超视距中继、黑障、雨衰以及设备研制成熟度8个方面全面、细致论证了近空间平台测控系统的频段选择问题,最终得出在视距链路中以Ka频段为宜,在超视距链路中以Ku/Ka双频段为宜的结论。     

二维翼段颤振的μ控制

 采用超声电机作为作动器来实现含控制面的翼段颤振鲁棒抑制。针对作者设计的二维翼段颤振主动抑制系统，通过理论与实验相结合的方法，建立了考虑沉浮方向阻尼和作动器模型参数不确定性的控制系统模型，设计了μ控制器，并对控制器做了降阶处理。数值仿真和风洞试验表明，μ控制器可有效地抑制颤振的发生，将颤振临界速度提高23.4%。相对于H_∞控制器，μ控制器的控制效果和鲁棒性更好。     

Experimental Study on Effects of Fuel Injection on Scramjet Combustor Performance

In order to investigate the effects of fuel injection distribution on the scramjet combustor performance, there are conducted three sets of test on a hydrocarbon fueled direct-connect scramjet test facility. The results of Test A, whose fuel injection is carried out with injectors located on the top-wall and the bottom-wall, show that the fuel injection with an appropriate close-front and centralized distribution would be of much help to optimize combustor performances. The results of Test B, whose fuel injection is performed at the optimal injection locations found in Test A, with a given equivalence ratio and different injection proportions for each injector, show that this injection mode is of little benefit to improve combustor performances. The results of Test C with a circumferential fuel injection distribution displaies the possibility of ameliorating combustor performance. By analyzing the effects of injection location parameters on combustor performances on the base of the data of Test C, it is clear that the injector location has strong coupled influences on combus- tor performances. In addition, an inner-force synthesis specific impulse is used to reduce the errors caused by the disturbance of fuel supply and working state of air heater while assessing combustor performances.     

Abnormal Shape Mould Winding

为解决网格化芯模的缠绕问题,本文提出了复合材料面片缠绕机理;接着详细分析了面片缠绕过程中的芯模凹曲面上纤维滑线和架空现象,应用微分几何曲面理论和空间几何理论,提出判据及其解决方案;最后,针对飞机发动机进气道的缠绕成型,编制缠绕控制程序并进行相应的实验,验证了面片缠绕方法的可行性。