粘弹性阻尼结构的动特性分析

本文研究了粘弹性阻尼结构动力特性的分析方法。根据分数导数模型表示的粘弹性材料本构方程,对一种阻尼材料用拟合法构造了它的力学性能解析表达式。建立了一种八自由度夹层梁有限元模型,从而给出了粘弹性阻尼结构的有限元动力学方程。为分析粘弹性阻尼结构的动力特性,提出了一种非线性特征值问题的迭代解法。应用上述方法对悬臂约束阻尼层梁的复模态参数进行了分析,并进行了实验验证。结果表明,分析与实验的结果一致,说明本文所提出的方法是可靠的且有较好的精度和实用性。     

一种高精度夹具的设计原理

通过对定位精度高达２μｍ,又非常便捷装卸的瑞士ＥＲＯＷＡ夹具结构原理的介绍,以引起国内同行的关注,旨在推广应用于我国航空精密零件及工模具生产中,以期解决长期困惑我国的高位置精度问题。     

可见光红外自旋扫描辐射计数据处理方法

原始云图数据缓冲处理方法是ＦＹ－２号静止气象卫星ＣＤＡＳ原始云图处理分系统研制的关键问题直接关系到产生的展宽云图的精度和质量。     

弯曲管道内湍流流动的数值模拟

为了对弯曲管道内的湍流流动特性进行有效的预测，用显示代数应力模式对－典型的弯曲管道内流动进行了数值模拟和分析，计算结果表明：（1）显式代数应力模式能对弯曲管道内流动的平均量（如速度、压力、摩阻等）进行较为准确的预测；（2）对模式中的ε方程做适当修正后，该模式能较好地模拟出流动曲率效尖对湍流特性的影响，是对雷诺应力模式的一个比较好的近似。此外，该模式在形式上与标准k－ε两方程模式类似，使用方便，具有较强的工程实用价值。     

火箭结构估重与总体优化设计的数字化实现及应用

火箭新型号总体方案论证时,一般借鉴国内外相近规模和相同推进剂火箭的结构系数进行类比确定子级结构系数,按照比例系数分配贮箱和壳段等部段的质量,但该质量分配不能反映载荷对结构设计的影响,在细化迭代设计中易造成方案无法闭环,导致设计工作反复。为了加快总体方案论证,提出一种基于载荷的箭体结构快速估重方法,开发形成结构估重数字化模块并嵌入总体设计平台。应用案例表明,提出的数字化估重平台能够有效提高估重精度,同时显著缩短论证周期,兼具总体方案比较和优化、全箭质量管理等功能,能有效降低方案推翻重新设计的风险,在新型号总体方案论证中发挥了重要作用。     

月面巡视器太阳能帆板功率衰减特性研究

太阳能帆板的功率衰减特性分析,对地外天体表面探测器的功率平衡、电源系统健康管理以及长寿命在轨管理有重要意义。通过对月面巡视器在轨运行第2到11月昼的电流遥测进行研究,提出了一种基于有限遥测的太阳能帆板功率衰减特性分析方法。首先利用一种滞环的方法对大量的电流遥测进行数据处理;然后进行日月距离和太阳入射角的归一化,通过数据拟合计算,得出落月第一年太阳能帆板功率衰减约为2.5%,并利用巡视器历次月昼唤醒时刻的太阳入射角变化情况验证了该方法的有效性,对地外天体的太阳能帆板功率衰减特性计算提供一定参考。     

轨道参数对阿尔法磁谱仪太阳辐射热流的影响

为探明阿尔法磁谱仪（AMS）的温度变化规律,并为制定AMS的热控制方案提供指导和依据,推导了AMS重要区域（AMS前方、后方、顶部和左舷）的太阳辐射热流计算公式,分析了这些区域太阳辐射热流随轨道参数的变化,解释了AMS顶部的温度变化和太阳辐射热流变化规律在热控方案中的应用。分析表明在国际空间站（ISS）正常飞行姿态下,AMS前、后方和左舷的太阳辐射热流受太阳光与ISS轨道面的夹角（β角）、ISS与会日点的角距（θ角）和地球阴影区的影响,AMS顶部太阳辐射热流受β角和θ角的影响。得出结论：β角、θ角和地球阴影区均是影响AMS温度的主要因素,各区域的太阳辐射热流变化规律可以作为设计AMS温度控制方案的主要依据之一。     

航空发动机主轴疲劳寿命预测方法研究

对航空发动机主轴疲劳寿命分析多采用斯贝MK202发动机应力标准EGD-3中提供的方法。本文以某涡轮轴为对象,基于EGD-3方法,分别采用通过查表和有限元法计算得到的应力集中系数进行寿命估算,并利用应力修正系数法对主轴低周疲劳寿命分析,并将结果与传统名义应力法计算结果对比。结果表明：运用应力修正系数法估算主轴低周疲劳寿命结果与EGD-3查表结果相当,是可行的;在高低周载荷下,使用有限元法计算应力集中系数的EGD-3方法计算的主轴疲劳寿命更符合实验结果。     

双变异率自适应遗传算法研究及其应用

针对标准遗传算法的不收敛性，提出一种双变异自适应遗传算法，即通过全局变异算子和局部变异算子共同作用，增加种群的多样性，提高算法的全局收敛能力。实例证明：改进算法具有很好的寻优能力和效率。     

堵塞条件下发动机高空试验推力差异分析

堵塞技术是降低发动机高空模拟试验成本和解决设备抽气能力不足的可行手段。在不同喷管排气环境压力条件下,某型带拉瓦尔喷管涡扇发动机完成了四组堵塞对推力影响的试验,发动机总推力试验值最大差异为6.2%。为揭示试验推力差异产生的原因,提高堵塞条件下发动机高空试验推力评估的准确性,开展了相关的理论分析和一维仿真计算,提出了主要影响量估算方法。结果表明：推力差异主要与发动机转速、结果修正方法和喷管扩张段流场特性有关;按文中提出的主要影响量估算方法计算了这些因素对推力的影响量,扣除影响量后总推力的最大差异降至0.8%;相同转速下,总推力相似换算值随喷管排气压力的升高呈增大趋势,最大差异达到3.3%。