连续纤维热塑性复合材料热成型仿真研究北大核心CSCD

连续纤维热塑性复合材料(CFRTP)拥有优异的力学性能、抗疲劳性和设计灵活性,在航空航天、汽车、能源和海洋工程等军民领域具有广泛应用。为了满足大规模高效低成本制造的需求,可在CFRTP产品开发阶段使用仿真模拟手段代替昂贵的“试错”实验。本文详细概述了CFRTP热成型模拟仿真的各类仿真方法研究进展,总结了各类方法的优势及其局限性。最后展望了CFRTP热成型模拟仿真的国内未来研究重点及发展趋势。     

激光焊接TC4钛合金组织性能研究

研究激光焊接对TC4钛合金焊缝成形和力学性能的影响,并利用OM、XRD和TEM等手段对焊接接头的显微组织特征进行了分析。结果表明,激光焊接TC4钛合金成形较好,但在焊缝熔合线附近容易产生圆形气孔。焊缝由单一的α′马氏体构成,并呈网篮状分布。热影响区组织为α′马氏体和初始α相。焊缝和热影响区的显微硬度明显高于母材,而焊缝的硬度最高且硬度分布平缓。TC4钛合金焊接接头的室温平均抗拉强度为1126MPa,与母材的抗拉强度相当,延伸率为11.12%,比母材略低,焊接接头均断在母材区域。     

起动/发电机的电压跌落补偿技术

随着飞行器和航天器上电能需求的增大,在航空航天电源系统中,一体化起动/发电机(ISG)得到了广泛应用。出于可靠性要求,通常采用不控整流来支撑直流母线。而由于电机电枢阻抗的存在,在负载变动时其供电电压会发生跌落。针对该跌落现象,提出了两种电压补偿方案,分别利用电压源型逆变器和移相全桥DC/DC变换器,分别从交流侧和直流侧对供电电压进行补偿。分析了补偿机理并设计了控制系统,分别对其搭建了实验平台。实验结果验证了两种补偿方法的有效性和供电的可靠性,并对两种方法的特点进行了比较。     

一种固冲组合发动机进气道通气减阻方案的特性研究

提出了一种适用于整体式固体火箭冲压发动机的进气道通气减阻方案，并以矩形截面通气口高度、长度为变量进行了数值模拟实验，得到了其对阻力系数的影响规律。还给出了最佳通气方案的阻力系数随马赫数的变化规律，并与原始模型、进气口加堵盖方案进行了比较。最后结合一种具有常规气动布局的飞行器外形设计了模型，并对其进行了数值模拟研究和吹风实验，验证了方案的有效性和数值计算方法的可靠程度。     

基于真实场景的SAR回波模拟方法研究

SAR原始回波模拟在系统设计及成像算法验证等方面具有重要的理论及工程实践意义。文中在分析并建立合成孔径雷达回波信号数学模型的基础上,研究一种基于真实场景的SAR回波模拟方法。该方法利用SAR真实场景图像的灰度信息近似求得场景后向散射系数,根据雷达脉冲工作流程生成回波数据,具有实现简单、计算量小、回波模拟结果精确等优点。通过点目标、面目标和真实场景回波的仿真实验,从回波数据的统计特性以及图像级角度验证了其可行性。     

卫星总体可靠性安全性设计审查

为了确保卫星及其产品不带问题出厂、不带隐患上天,进行系统、全面的卫星可靠性安全性设计专项审查,从卫星总体层面去把握卫星各系统和单机的安全性、可靠性,找出影响卫星安全性和可靠性的问题和薄弱环节,并及时采取有效措施加以改造,对于卫星研制是十分必要和有效的手段。文章基于如何立足卫星总体层面进行可靠性、安全性设计审查提出了一套具体的思路及方法。     

自转旋翼机飞行性能理论建模技术

为研究自转旋翼机的飞行性能理论建模技术,基于基本分析法和配平分析法,对自转旋翼机整机需用功率的建模方法进行了研究,并研究了自转旋翼机的桨盘迎角特性、升阻特性以及自转旋翼桨叶剖面迎角分布特性等。研究表明:建立的基本分析法和配平分析法计算模型均可以准确计算自转旋翼机的整机需用功率和自转旋翼桨盘迎角,两种方法均可用于自转旋翼机飞行性能的分析;小速度时整机需用功率主要来自于自转旋翼功率,大速度时机身废阻功率成为整机需用功率的主要来源;适当增加总距可以提高自转旋翼和整机的升阻比;在自转旋翼设计时可以对桨叶剖面翼型的展向分布进行优化,在桨根处优先采用相对不易失速的翼型以推迟失速对最大飞行速度的限制。     

空间对称型7R机构运动特性分析及组合应用

提出了一种空间对称型7R机构,可利用此机构组合构造空间可展开机构。通过旋量拓扑图分析了其整体自由度,得到了其运动副轴线方位变化时整体机构自由度数目的变化情况;基于反螺旋理论分析了运动副轴线方位不同的情况下运动输出构件的自由度数目和性质,并针对其瞬时性做了判别,发现其在不同运动副轴线方位布置情况下会出现局部自由度与瞬时自由度;分析了机构在不同驱动情况下的奇异特性,得到了机构在不同的驱动下处于奇异位形时的几何条件;最后选定自由度为1时的空间对称型7R机构组合构造了一类单自由度多棱锥型空间可展开机构,通过设置其运动副轴线方位,可以使其具有较大收拢率,同时当机构完全展开时,奇异特性使得其具有较好的力学性能。通过多个棱锥型空间可展开机构的组合,可以构造出新型大尺度空间可展开机构,在航空航天领域具有较好的应用前景。     

Nacelle-airframe integration design method for blended-wing-body transport with podded engines

Strong shock waves and flow separation often occur during the integration of nacelle and airframe for blended-wing-bodies with podded engines. To address this problem, this paper presents an integration method with numerical simulations. The philosophy of channeling flow and avoiding the throat effect on the nacelle and airframe is established based on the analysis of flow interference in the initial configuration. A parametric integration design method is proposed from twodimensional plane to three-dimensional space with control mechanisms and selection principles of the key parameters determined by their influences. Results show that strong shock waves and flow separation can be successfully eliminated under the influence of both the reshaped channel and decelerated inflow below the nacelle. Supersonic regions around the nacelle are effectively reduced, concentrating mainly on the lip position. Thus, a significant cruise drag reduction(8.7%) is achieved though the pressure drag of the nacelle increases.     

Finite-time relative orbit-attitude tracking control for multi-spacecraft with collision avoidance and changing network topologies

This paper addresses the relative position tracking and attitude synchronization control problem for spacecraft formation flying (SFF). Based on the derived relative coupled six-degree-of-freedom dynamics, a robust adaptive finite-time fast terminal sliding mode controller is proposed to achieve the desired formation in the presence of model uncertainties and external disturbances. It is shown that the designed controller is effective for changing information exchange topology making it robust to node failure. Then, the artificial potential function method is employed to generate collision avoidance schemes to modify the controller such that inter-agent collision avoidance can be ensured during the formation maneuver, which is critical for practical missions. The stability of the overall closed-loop system is proved by using Lyapunov theory. Finally, numerical examples for a given SFF scenario are presented to illustrate the performance of the controller.