含非线性联接的组合结构动态子结构分析

 本文研究由非线性隔振器耦联线性子结构形成的组合结构的动响应预估。基于实测子结构的脉冲响应函数,建立了组合结构的对接边界积分型动力学方程;找到了将其转化为标准常微分方程组的途径;用实验考核了上述方法。     

非金属翼面结构后向RCS估算方法的探讨

 本文对一种估算非金属翼面结构RCS值的工程算法进行了探讨。将非金属翼面结构的后向RCS看成是由若干个独立的散射源所组成的,用随机相位法对一种玻璃钢复材结构的翼面结构模型的RCS值进行了计算。     

复杂环境下的三维疲劳断裂

 以三维弹塑性断裂理论为基础,对复杂载荷、复杂环境作用下的金属材料和结构的疲劳、断裂的若干关键问题进行了概要分析。给出了由材料性能试验的标准试样结果预测结构中一般形态缺陷的三维破坏的最新结果,获得了对不同载荷条件下腐蚀疲劳裂纹扩展的统一描述,介绍了由裂纹扩展基准曲线预测谱载腐蚀疲劳裂纹扩展寿命的最新进展,对结构服役寿命/日历寿命研究方法作了探讨。     

输出线性系统的变结构控制

 <正> 变结构控制系统是50年代由苏联人首先提出的一种控制方案。它为系统的综合提供了一种新方法,目前已成为控制理论的新分支——变结构系统理论。 变结构系统（VSS）的主要特征是在给定切换域内控制是不连续的,且保证滑动模态存在。主要优点是控制简单易于实现;当滑动模态发生时,其方程对参数变化不敏感。缺点是有抖振现象。     

先进高温结构材料国防科技重点实验室

<正>先进高温结构材料国防科技重点实验室于1999年4月由总装备部批复立项,2006年1月通过原国防科工委验收后投入运行。重点实验室的依托单位为中国航空工业集团公司北京航空材料研究院,实验室主任由院长李晓红兼任。     

涡破裂诱导的垂尾抖振数值模拟

 采用数值模拟方法研究了大后掠三角翼前缘涡破裂诱导的垂尾抖振问题,分析了大迎角条件下的垂尾抖振特性。采用Navier-Stokes方程求解非定常气动力、耦合结构动力学方程,建立了气动弹性方程,在时域内采用松耦合方式推进以得到垂尾结构响应。研究结果表明:涡破裂流的脉动频带覆盖了垂尾扭转模态的固有频率,诱发了垂尾抖振现象;与传统的颤振频域响应特性不同,垂尾抖振响应的各阶位移与加速度响应主频均位于各阶结构模态固有频率附近。此外,弯曲与扭转响应存在耦合效应,且耦合作用的频率与提取的垂尾表面气动载荷脉动频率一致。垂尾的位移响应由一阶弯曲模态主导,振幅不大;加速度响应主要由扭转模态产生,量级较大,使结构持续遭受严重的附加惯性载荷作用。     

支承结构参与振动对涡轮泵转子动特性的影响

针对采用弹性支承结构的高转速涡轮泵转子,建立了考虑支承结构参与振动的转子系统有限元模型,并对模型和计算方法的正确性进行了验证;以某涡轮泵转子为对象,采用三种不同的支承结构模型,计算分析了支承结构模型的差异,以及参与振动的支承结构质量对临界转速和模态振型的影响,并将临界转速计算和试验结果进行了对比分析。结果表明：支承结构的建模方法和参与振动的质量都对转子动特性有较大影响;支承结构参与振动会使转子支承动刚度相比静刚度明显降低,其中二阶临界转速下的动刚度相比静刚度降低达20.6%;考虑支承结构参振的转子动力学模型可将临界转速计算误差由8%降低至2%左右。     

前沿芯材:多功能芯结构

<正>等距折叠蜂窝结构,即折叠芯材,是一种用于轻质夹层结构、具有优异性能的新型芯材。这种结构是运用基本的手工折纸方法由平面薄片材料折叠得到的,并没有对原材料进行剪裁、胶结或牵伸。这种等距折叠方法可用于高品质的材料,并且可     

锯齿冠的结构特性与设计

根据锯齿冠结构原理,导出了包含锯齿冠结构特性参数（λ、ψ、βμ、Δβ）的关系式,即锯齿冠结构特性方程,并将其图解成锯齿冠结构特性曲线,直观、清晰地描述了各特性参数之间的关系和变化规律;揭示了由实际条件产生的“紧度偏差”,论述了锯齿冠结构的设计方法。同时指出,选择过大的接触角会使叶冠失效而引发叶片故障。     

摆盘流动与换热性能数值仿真

针对受燃烧室出口高温燃气冲刷的摆盘装置的冷却水回路,建立二维、三维物理仿真模型,模拟了冷却水在内部流道的 流动与换热过程,考察了冷却水进口压力、冷却水流量对流阻和换热性能的影响.结果表明:①摆盘冷却水进口压力由2.3×105Pa提高到8.3×105Pa,摆盘壁温变化微小,结构1壁温升高5K,结构2壁温升高7K;②冷却水进口速度由0.5m/s提高到5.3m/s,结构1壁温降低约120K,结构2壁温降低约100K,冷却效果明显;③结构2通过缩小流道的流通面积,能在更小的冷却水流量的工况下得到更好的换热效果.      

基于PaSR模型的低旋流燃烧大涡模拟

为了深入理解低旋流流场特征和燃烧稳定性,基于OpenFOAM平台,采用动态k方程模型和有限速率PaSR模型对甲烷/空气预混低旋流燃烧进行了大涡模拟,研究了气流入口速度、当量比和压力等流场参数对流场结构和燃烧非稳态特性的影响,分析了流场大尺度结构与火焰相互作用。结果表明,流场结构和火焰抬升高度受入口速度影响较小,流场和火焰形态能够保持自相似性;随着当量比和压力提高,流场扩张性增强并在燃烧区下游产生回流区,火焰稳定不依赖回流区,根部火焰锋面形状由U形转变为W形,火焰抬升高度降低。火焰锋面稳定在剪切层,剪切层产生的周期性有序涡结构引起当地流场速度脉动和火焰表面褶皱,反映了流场非稳态特性;通过剪切层监测点瞬时轴向速度分析,涡结构特征频率随速度增大而提高,由250Hz提高至300Hz,随当量比和压力提高而降低,由250Hz降低至125Hz。     

防止 C/C 复合材料氧化的 MoSi2/SiC 双相涂层系统的研究

 由固相扩散-浸渗处理制备了防止碳/碳复合材料氧化的MoSi2/SiC双相涂层。通过对涂层的结构、成份以及氧化机理的研究表明，MoSi2/SiC双相涂层由内层为β-SiC和外层为MoSi2/SiC双相层构成，具有优异的高温抗氧化性能。     

置换反应中银纳米结构的变化

银纳米材料的特性及应用取决于银纳米结构的形貌、尺寸等因素,本文通过制备具有一定形态的银纳米结构,研究纳米结构生长和转变机制.采用AgNO3和Zn反应置换银纳米粒子.采用光学显微镜、TEM、SAED等分析手段,考察了银纳米材料的形貌和晶体结构随反应时间和AgNO3浓度的变化.结果表明:随着反应时间的延长,银枝晶由密集树枝结构转变成分形结构;随着AgNO3溶液浓度的增大,呈现出从树枝状多晶逐渐转变为单晶的过程.     

由摩擦阻尼铰实现桁架结构的被动减振研究

研究利用一种摩擦力随振动幅值的增大而增大的阻尼铰进行结构振动的被动控制。首先分析了含干摩擦约束铰结构单体梁的振动特性,并给出了系统随振动幅值变化的等效固有频率和粘性阻尼的定量表达式,然后建立了在桁架结构中设置此种摩擦铰的振动方程,分析了系统的动力特性,由计算结果发现,这种摩擦铰具有良好的阻尼特性;通过这种非线性元件,不仅通过滑移时消耗能量,而且可以将能量由低阶模态转移到高阶模态来加速振动衰减。     

智能蒙皮和结构的发展研究现状

在飞机的发展历史上,材料与结构的发展占有重要的地位.拿飞机的蒙皮来说,半个世纪之前,已经由帆布改进成了金属;近年来,金属蒙皮又让位于有机复合材料;不久的将来,智能蒙皮结构很有可能代替当代的复合材料.智能材料蒙皮将是复合材料蒙皮发展的必然结果.到那时,传统飞机的副翼、升降舵、方向舵、雷达罩、天线等就可能再也看不见了.     

结构阻尼对发动机转子系统稳定性的影响

根据航空发动机转子的结构特点,构建了考虑结构阻尼和挤压油膜阻尼力的转子动力学简化模型,分别采用Routh-Hurwitz判据和平衡点解预测追踪算法分析了转子系统的失稳门槛转速.结果表明:结构阻尼会导致转子系统在临界转速之上的某一转速范围内失稳,并且会降低由挤压油膜阻尼力引起的失稳门槛转速,使转子系统提前进入失稳状态.      

碳纤维在石墨化处理过程中的sp2 结构转变

利用激光拉曼光谱的方法,研究了国产PAN 基碳纤维CCF300 在石墨化过程中碳化学结构的变

化规律。通过对散射谱图进行分峰分析,根据不同振动峰的归属,提出了sp2结构转化度琢,即

IG

IG +IC

这一表征纤

维由碳纤维向石墨材料转变进程的结构参数。结果表明:随着处理温度的不断升高,纤维中的无序碳结构逐渐

减少,在1 700益之前sp3杂化向sp2杂化结构转变的速率较快;在1 700益之后,转变速率明显变慢,逐步形成了

最终石墨纤维的规整六元环结构基础。

     

基于蜂窝芯细观构造的复合材料蜂窝夹层结构仿真分析方法

<正>如今航空航天结构的设计越来越注重减重的要求,复合材料因为力学特性优异开始在越来越多的场合使用。在广泛的复合材料范畴中,蜂窝夹层结构是一种典型的组合型结构,是由上下两块面板以及中间的蜂窝芯粘接而成。由于蜂窝夹层结构能够以相对较低的质量代价获得较高的刚度和强度,因而被广泛应用于航空乃至于高速列车、船艇等制造领域。目前有众多学者对蜂窝夹层结构有限元仿真分析方法进行研究,总结起来主要有两类等效方法:一种最常见的等效方法是忽略掉蜂窝芯的空心结     

基于协调变量的多导弹协同制导

 根据多导弹协同攻击的特点和要求,提出了一种具有一定通用性的双层协同制导结构。该双层协同制导结构由底层导引控制和上层协调控制组成。其中底层导引控制由分散于各个导弹的本地制导律来实现,上层的协调控制可通过集中式或分散式的协调策略来实现。基于该协同制导结构并针对多导弹同时击中目标这一特定协同任务,给出了一种具体可行的多导弹协同制导律。该协同制导律把具有导引时间限制的制导律和基于协调变量的协调策略相结合,具有控制能量的次优性,结构简单且具有解析解形式。数字仿真算例验证了其良好的性能。     

大柔性飞机非线性飞行载荷分析及优化

 大柔性飞机在气动力作用下产生较大的弯曲变形,线性理论难以获得比较合理的载荷分析及优化解答。为了综合考虑结构气动非线性效应的影响,飞机结构由相互连接的几何非线性欧拉梁表示,升力面由顺来流方向沿展向分布的可压缩马蹄涡网络表示,通过多控制面协调偏转对飞行载荷进行优化。算例表明：随着变形增大线性分析结果将产生误差,最大误差接近20%;通过协调偏转升降舵与机翼上的4组控制面显著减缓了翼根弯曲载荷13.6%。得出以下结论：结构弯曲效应将导致升力损失,线性理论的分析结果将产生显著误差;多控制面协调偏转方法可有效减缓结构载荷。