基于Lamb波的损伤铝板信号获取仿真研究

为了分析Lamb波在健康铝板和通孔铝板上的传播规律,提出基于Lamb波的损伤信号获取仿真方法。首先绘制3 mm铝板的群速度和相速度频散曲线,然后调制激励信号,在有限元软件Abaqus中建模仿真,获得Lamb波在铝板上的信号,最后再将各信号带入损伤因子公式中计算SDC值。研究结果表明：距离激励点的位置越远,Lamb波衰减的越厉害;相同位置,接收到完整板的信号幅值大于损伤板;传感器距离损伤位置越近,损伤因子越大。研究结果为无损检测成像技术提供理论支持。     

复合材料损伤的主动兰姆波监测定位方法

首先求解碳纤维复合材料的兰姆（Lamb）波频散方程,得到频散曲线,优选对复合材料分层或脱粘损伤敏感的压电激励模式和激励频率,提出了基于幅值衰减算法的损伤定位方法,通过短时傅立叶变换,将信号转换为时频分布,提出了另一种损伤定位方法;通过附加质量模拟损伤试验,验证、比较了提出的损伤定位方法,该方法具有工程应用价值。     

复合材料胶接损伤的指数监测方法

为了监测复合材料胶接损伤,基于主动Lamb波和时频分析,提出了一种复合材料损伤监测的指数法。通过对Lamb波信号进行时频分析,提取波形包络。通过计算得到损伤散射信号,选取对损伤敏感的直达波波包,将此波包在结构出现损伤后的能量变化值与损伤前的能量之比作为损伤指示。该方法不用选择特定的Lamb波模式,解决了Lamb波在复合材料结构中存在的频散、多模式及模式转换给信号分析带来的困难。同时在复合材料胶接的损伤演化试验中,对该方法进行了应用验证研究。结果表明:该方法可以用于复合材料胶接损伤的定性和定量分析。     

Lamb波传播特性研究

应用三维弹性理论对Lamb波频散曲线进行理论建模.在Lamb波主动监测系统中,应用Gabor小波变换理论分析Lamb波信号的时延及相位角,获得了板中Lamb波的相群速度频散曲线.比较理论曲线与实验数据,证明了三维弹性理论建模方法的有效性.     

阵列宽带Lamb波在结构损伤检测中的应用

阵列信号处理中的空间谱估计可以对信号源进行辨别和定位,于是通过采集在结构上布置的阵列传感器Lamb波信号用来检测损伤发生的位置。通常,大多数空间谱估计方法均以窄带信号为假定,在很多基于Lamb波的结构损伤检测中,为了减小频散特性的影响,大多数研究以Lamb波为窄带信号进行分析,但无限窄的激励信号是物理不可实现的。因此,其在多数情况下Lamb波信号并不符合窄带信号假定,更应被认为是一种宽带信号来进行处理。进而利用空间谱估计中宽带信号非相干子空间处理方法（Incoherent Signal Subspace Method,ISM）中阵列接收的宽带Lamb波信号进行处理,检测出结构发生单一损伤时的损伤位置。随后,当结构损伤与边界反射波有叠加时会引起损伤信号相干,采用宽带信号相干子空间方法（Coherent Signal Subspace Method,CSM）对损伤位置进行检测,得到了较好的结果。     

复合材料板冲击损伤的Lamb波场成像算法研究

针对民机复合材料板中冲击损伤检测难度大精度低等问题,采用压电传感器激发复合材料板中Lamb波信号,并通过扫描式激光多普勒测振仪感知板中Lamb波场信号,引入Lamb波场曲率放大冲击损伤所致波场奇异成分,计算Lamb波场曲率均方根(RMS)得到损伤图像实现复合材料板中冲击损伤成像。实验结果表明,建立在压电激励和激光感知基础上的Lamb波场曲率RMS图像算法能有效检测出玻璃纤维增强复合材料(GFRP)板中冲击损伤的位置和大小。     

基于Lamb波相控阵和图像增强方法的损伤监测

利用Lamb波和超声相控阵理论对结构进行损伤监测。选择合适的低频窄带激励信号,产生单一模式Lamb波,结合超声相控阵技术对结构进行多方位监测。针对原始损伤图像不完美的问题,研究基于点运算的对比度增强方法,改善图像质量,提高图像的可识别度和分辨率。在复合材料板结构和铝板结构中针对不同损伤类型的实验研究证明,运用图像增强技术后的损伤图像表征清晰、识别度高。     

激光超声技术在复合材料检测中的应用

激光超声检测技术采用脉冲激光照射的手段激励结构中的Lamb波,可以实现远距离、非接触式的Lamb波传播波场数据测量。针对复合材料在航空领域应用中所面临的安全和可靠性能评估问题,南京航空航天大学开展了基于激光超声技术的复合材料检测研究。采用信号处理方法提取了Lamb波传播特征参数,进行了复合材料的损伤成像、刚度参数识别和疲劳特性评估,取得了理论和试验验证上的进展,为航空领域的复合材料无损检测技术提供了新方法。     

航空结构中Lamb波小损伤监测能力研究

针对航空结构中的Lamb波小损伤监测能力,首先从损伤灵敏度和信号幅值两个方面进行了理论分析,然后基于ABAQUS软件开展了大面积铝板结构中压电-Lamb波的三维传播仿真,分别研究了各频率下Lamb波A0模式和S0模式对板中孔洞和裂纹小损伤的监测能力,最后实施了孔洞小损伤成像验证试验.研究结果表明,相比于低频(50～20...     

无参考主动Lamb波结构损伤时反成像监测方法

主动Lamb波损伤监测中的差信号方法获取损伤散射信号容易受到结构和环境等外界因素的影响。针对该问题,提出了无参考信号的损伤成像定位和监测方法;研究了回波式压电阵列的布置方法,并设计采用时间反转窗函数,清除Lamb波监测信号中的直接传播信息和边界反射信号,以截取出内部散射信号;通过控制压电阵列布局、设置窗函数等技术条件,基于时间反转理论中对波源的自适应聚焦原理,直接利用当前状态下的传感信号实现对结构损伤的实时成像、定位与评估,不再需要健康信号作为参考。在玻璃纤维复合材料板上的实验结果表明,该方法能较为准确地实时监测出损伤的位置、范围等特征。     

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.     

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.      

ν-gap度量及其在飞行控制律评估中的应用

 传统控制律评估方法主要用于单输入单输出（SISO）系统，且对模型参数摄动考虑不够全面,针对这些不足，研究了ν-gap度量方法。在介绍系统广义稳定裕度相关概念的基础上，给出了ν-gap度量的定义、特点和性质以及近似摄动模型的计算，提出ν-gap度量评估控制律的步骤。实例结果表明，该方法不仅克服了上述传统评估方法的缺陷，而且还有根据所求的各摄动影响情况忽略影响小的元素，以减少计算量及可以找到最坏情况下的参数摄动组合等优点。     

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）。     

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。     

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。     

Integrated Entry Guidance for Reusable Launch Vehicle

A method for the implementation of integrated three-degree-of-freedom constrained entry guidance for reusable launch vehicle is presented. Given any feasible entry conditions, terminal area energy management interface conditions, and the reference trajectory generated onboard then, the method can generate a longitudinal guidance profile rapidly, featuring linear quadratic regular method and a proportional-integral-derivative tracking law with time-varying gains, which satisfies all the entry corridor constraints and meets the requirements with high precision. Afterwards, by utilizing special features of crossrange parameter, establishing bank-reversal corridor, and determining bank-reversals according to dynamically adjusted method, the algorithm enables the lateral entry guidance system to fly a wide range of missions and provides reliable and good performance in the presence of significant aerodynamic modeling uncertainty. Fast trajectory guidance profiles and simulations with a reusable launch vehicle model for various missions and aerodynamic uncertain-ties are presented to demonstrate the capacity and reliability of this method.     

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.     

(高)超声速流动试验技术及研究进展

近年来,与高速飞行器相关的(高)超声速流动受到了极大的关注。这类流动所具有的非定常性、强梯度和可压缩性对试验方法和风洞设计技术提出了挑战。超声速纳米示踪平面激光散射(NPLS)技术是由作者所在团队研发的非接触光学测试技术。它能够以较高的空间分辨率来揭示超声速三维流场的一个瞬态剖面的时间解析的流动结构。介绍了NPLS技术以及基于NPLS开发的密度场测量、雷诺应力测量和气动光学波前测量等方法,并回顾了这些技术在超声速边界层、超声速混合层、超声速压缩拐角、激波/边界层相互作用和光学头罩绕流等流动中的应用,清晰地再现了边界层、混合层、激波等典型流场结构及其时空演化特性。另外,为了模拟和研究高空大气条件下边界层自然转捩和超声速混合层的转捩特性,介绍了高超声速静风洞、超-超混合层风洞的设计技术以及层流化喷管的设计方法。