基于权函数法的应力强度因子计算和断裂评估

仅利用一个参考载荷,建立一种近似公式来计算共线裂纹和中心裂纹的张开位移。通过该方法确定的裂纹面张开位移及其偏导与精确解之间吻合良好。该方法将中心裂纹的权函数计算模型简化为形状因子和裂纹面张开位移偏导之间的积分。基于权函数法,研究了带中心裂纹的旋转叶片的应力强度因子与裂纹长度、位置、转速及转动加速度之间的关系。结果发现:应力强度因子随着裂纹长度的增加和裂纹与旋转轴间距的减小而增大;转动加速度对应力强度因子的影响较小;转速的增大会使应力强度因子增大。在断裂力学理论的基础上,建立了断裂控制准则,计算表明叶片的临界转速随着裂纹长度的增加而降低。     

基于位移场的裂纹尖端识别算法

提出一种基于位移场的裂纹尖端识别算法。首先建立了与裂尖位置有关的目标函数,将裂尖识别问题转化为求解最小值的优化问题;然后在位移场范围内假设裂尖位置,将非线性优化问题转变为线性问题,在给出裂尖的初始假设位置后,通过该裂尖识别算法迭代分析,最终获得裂纹尖端的准确位置。仿真测试表明,该算法6s内通过4步迭代分析就可以得到Ⅰ型裂纹区域的位移场和Ⅰ-Ⅱ混合型裂纹区域的位移场准确的裂尖位置,该方法为裂纹测量技术提供了技术支持,有极大的应用价值。      

基于自适应PID的异步电机电流控制

在异步电机矢量控制电流环中采用参数自适应PID算法。该算法采用带遗忘因子的递推最小二乘算法对PID参数进行在线估计,能够根据不同情况实时调整PID参数。试验结果表明,该算法鲁棒性强、稳定性好、自适应性强、计算量小,能够满足对电流控制的要求,并且提高了速度的抗干扰能力。     

多孔多裂纹平板的疲劳裂纹扩展试验与分析方法

飞机结构广布疲劳损伤是目前大型客机损伤容限设计与分析的难点。通过试验研究了典型多孔多裂纹2024-T3铝合金平板的裂纹扩展行为。试验结果表明：相邻孔边裂纹之间的相互干扰明显降低了共线多裂纹平板的疲劳裂纹扩展寿命。就本文研究的典型多孔板,所有孔边都出现了等长裂纹这一极端情况,其裂纹扩展寿命是单孔平板孔边裂纹扩展寿命的10%左右。本文采用Eshelby夹杂理论和权函数法给出了典型多孔多裂纹问题的应力强度因子近似解析解,并结合Paris裂纹扩展公式预测疲劳裂纹扩展寿命。与采用有限元法获得应力强度因子并预测多孔多裂纹板的疲劳裂纹扩展寿命进行对比,对比结果表明：采用解析解和有限元解获得的应力强度因子预测的疲劳裂纹扩展寿命与试验结果吻合良好;相比于有限元法,本文的应力强度因子解法简单、高效,将有助于飞机结构多位置损伤（MSD）的疲劳裂纹扩展寿命预测分析。     

考虑温度效应的编织-嵌槽型金属橡胶准静态压缩本构模型

基于Sherwood-Frost本构方程,并结合材料的特点对考虑温度效应的编织-嵌槽型金属橡胶本构方程的组成及各项的表达形式进行了讨论及确定。根据准静态压缩试验得到的不同温度下编织-嵌槽型金属橡胶材料的试验数据,拟合了所构建本构方程中的参数,最后结合不同密度试件在不同温度下的试验数据,通过仿真对本构方程进行了验证。结果表明仿真结果与试验结果之间具有较好的一致性,所构建的本构方程基本可以满足对高温环境下编织-嵌槽型金属橡胶准静态本构关系的预估要求。     

盘用材料缺口特征尺寸对缺口强度的影响

现代航空发动机轮盘工况复杂,常常在榫槽、通气孔、螺栓孔等几何不连续处遭受破坏。这些几何不连续性特征可以视为广义的缺口,为了分析缺口附近几何特征尺寸对航空发动机轮盘复杂结构件抗拉强度的影响规律,基于典型盘用合金GH4169设计了双边缺口平板试样、双边不等缺口平板试样、不等厚双边缺口平板试样以及不等厚双边不等缺口平板试样进行试验研究。试验结果表明:缺口平板试样的应力集中系数与缺口抗拉强度存在一定的相关性,缺口抗拉强度无量纲化常数与应力集中系数的试验数据点存在一定的分布规律,二者的拟合曲线能很好地描述试验结果分布规律。包括GH4169、GH738和TC11合金等常用航空塑性金属材料在内的缺口平板试验数据点落在拟合曲线±10%以内的分散带内。     

并联硅基扩缩微通道热沉强化传热特性

采用去离子水作为冷却工质,实验研究了并联硅基扩缩微通道热沉内的流体流动与强化传热特性.基于微尺度强化传热机理,设计加工了两种并联硅基扩缩微通道热沉.通过测量流体的体积流量、进出口压降与温度、热沉底面加热膜温度,并以传统矩形直通道热沉为参照,获得了并联硅基扩缩微通道热沉在恒热流边界条件和不同体积流量工况下流体流动与对流传热特性参数.结果显示:相对于矩形直通道,并联硅基扩缩微通道热沉的表面传热系数可提高12.5%~85.1%,但摩擦因数只增加了-9.2%~31.4%.表明并联硅基扩缩微通道热沉具有优越的强化传热特性.      

基于GSVSC理论的STT导弹控制系统设计

基于模型跟踪全局滑模控制理论,针对STT导弹设计一种新型滑模控制算法。建立STT导弹纵向通道的数学模型及相应误差模型,给出模型完全跟踪的条件,根据控制系统的动态设计指标和稳定性要求,分别设计滑态参数阵和全程滑态因子,并分析算法的稳定性。仿真结果表明:当导弹气动参数时变且大范围摄动时,设计的控制系统仍具有良好的动态性能和强鲁棒性。     

航天电子设备可靠性评估方法研究

建立了一种综合利用航天电子设备分系统可靠性信息和试验数据以及整机系统试验数据的Bayes可靠性评估方法.该方法利用最大熵方法融合分系统可靠性信息,推导了从分系统可靠性矩到系统可靠性矩的计算公式,然后建立了基于继承因子ρ的混合β先验分布,结合整机系统试验数据确定后验分布,最后,基于后验分布推断航天电子设备可靠性.采用该方法对航天电子设备可靠性进行了评估,当整机系统试验数据为240次时,航天电子设备在置信水平0.70的情况下可靠度可达到0.9991,所要求的整机系统试验次数比经典方法约降低了4/5.     

基于飞行剖面的作战飞机任务可靠性评估方法

针对作战飞机故障数据的特点,分析了作战飞机不同飞行剖面对其任务可靠性的影响.在此基础上,定义了飞行剖面折合系数、建立了作战飞机任务可靠性模型.基于该模型给出了作战飞机在不同飞行剖面下的任务可靠性评估方法.针对想定任务剖面,采用剖面合成的方法把其处理为典型飞行剖面的线性组合,并由此给出了作战飞机在想定剖面下任务可靠性的预测方法.实例表明基于飞行剖面的作战飞机任务可靠性评估方法合理可行,便于工程应用.