Hypervelocity impact induced shock acoustic emission waves for quantitative damage evaluation using in situ miniaturized piezoelectric sensor network

Manmade debris and natural meteoroids, travelling in the Low Earth Orbit at a speed of several kilometers per second, pose a severe safety concern to the spacecraft in service through the HyperVelocity Impact(HVI). To address this issue, an investigation of shock Acoustic Emission(AE) waves induced by HVI to a downscaled two-layer Whipple shielding structure is performed,to realize a quantitative damage evaluation. Firstly a hybrid numerical model integrating smoothparticle hydrodynamics and finite element is built to obtain the wave response. The projectiles, with various impact velocities and directions, are modelled to impact the shielding structure with different thicknesses. Then experimental validation is carried out with built-in miniaturized piezoelectric sensors to in situ sense the HVI-induced AE waves. A quantitative agreement is obtained between numerical and experimental results, demonstrating the correctness of the hybrid model and facilitating the explanation of obtained AE signals in experiment. Based on the understanding of HVI-induced wave components, assessment of the damage severity, i.e., whether the outer shielding layer is perforated or not, is performed using the energy ratio between the regions of ‘‘high frequency" and ‘‘low frequency" in the acquired AE signals. Lastly, the direct-arrival fundamentalsymmetric wave mode is isolated from each sensing signal to be input into an enhanced delay-andsum algorithm, which visualizes HVI spots accurately and instantaneously with different sensor network configuration. All these works demonstrate the potential of quantitative, in situ, and real time HVI monitoring using miniaturized piezoelectric sensor network.     

预旋系统稳态和非稳态计算对比研究

针对预旋系统由于旋转引起流场和温度场参数周期性瞬态变化的问题,分别采用滑移网格的瞬态法和固定转子相位的稳态法进行数值求解,并在稳态计算中通过改变转子相位来近似模拟非稳态问题的时空变化特性。通过稳态空间平均结果与非稳态时均结果的对比,以期为预旋系统非稳态问题的低成本求解提供方法依据。结果表明：稳态计算结果与非稳态计算结果相比,周期性波动频率一致,接受孔进口处,稳态计算的压力波动幅度小39%左右,温度波动幅度小15%左右;多个相位的稳态空间平均结果与非稳态时均结果相比,压力高0.2%,温度低0.1%;采用多个计算周期数与单个周期的非稳态计算结果差异微小。当采用喷嘴出口气流中心正对接受孔迎风面前缘的转子相位时,稳态计算结果与非稳态计算时均结果最接近。     

纤维复合材料刚度设计的力学原理及其应用

针对航空用纤维复合材料,基于纤维与基体的协调变形规律和材料应变能密度的计算,导出了纤维复合材料的刚度表达式,研究了刚度矩阵的基本力学特性,给出了复合材料刚度矩阵元素与基体材料的刚度、纤维束的刚度及铺设方向的关系,提供了平面铺层和三维取向纤维复合材料的基本刚度设计公式和设计方法。最后给出工程应用设计方法的几个具体例子,并与其他理论和实验结果进行了对比。研究结果表明,在考虑材料制备工艺缺陷造成的刚度折减后,本文提出的设计公式及方法可应用于纤维复合材料的优化设计。     

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。     

基于圆锥向角和相位差变化率的运动单平台无源定位算法和精度分析

 以往的相位差变化率定位技术中需要利用二维相位干涉仪获取方位角和俯仰角信息,出于降低平台载荷负担的需求,考虑到一维相位干涉仪系统仅能获取圆锥向角的性质,针对地面固定目标提出了一种联合利用圆锥向角和相位差变化率的一维干涉仪体制瞬时定位算法,计算和分析了定位误差的几何分布(GDOP),并给出了蒙特卡罗仿真实验结果,并指出了干涉仪安装方向和平台姿态变化的基本原则。研究表明,这样的无源定位系统设备相对简单,但同样具有对目标的定位能力。这些有益结论可以为系统的设计和应用提供理论依据。     

飞行器表面红外辐射的模型以及红外特征分析(英文)

隐身最重要的技术之一是评估飞行器被红外探测器接收到的红外辐射强度。本文针对飞行器表面红外辐射特征计算的问题提出一个方法。首先通过分析飞行器表面气动加热、发动机热部件等主要热源,建立了CFD计算模型并获得了飞行表面的温度场。并结合反向蒙特卡洛方法建立求解飞行器表面复杂几何外形的红外辐射模型。通过数值模拟,比较了飞行器主要部件在水平和侧向上红外辐射强度所占的比重;并针对飞行器主要部件冷却对红外辐射强度的影响效果进行了研究。计算结果表明:在水平方向降低飞行器头部、垂尾、机翼部件表面温度10K能降低红外辐射强度大于8%;而在侧方向降低飞行器头部、垂尾、机翼部件表面温度10K能降低红外辐射强度小于8%。计算结果可为隐身设计提供参考。     

超声速进气道喉部附面层抽吸

为研究超声速进气道喉部之后流场激波附面层干扰,采用FLUENT软件模拟了单楔角进气道在设计工况下流动情况。通过分析,提出进气道喉部抽吸。计算了三种抽吸缝大小下进气道喉部之后流场,计算结果表明,喉部抽吸能使激波稳定于喉部,通过抽吸能改善喉部之后流场状况,提高进气道性能,少量抽气不改变流场结构,加大抽气量,使喉部之后激波串转变成正激波,正激波之后流场不分离,进气道出口性能参数提高显著。     

多重网格加速的LUSGS算法用于喷管流场数值模拟

采用有限体积法,二阶精度插值的Roe格式对三维流场N-S方程进行空间离散;采用LUSGS隐式时间推进法和多重网格技术加快计算收敛速度;采用独特的显式算法克服了两方程湍流模型刚性对流场计算收敛速度的影响,并给出了该方法的理论依据。通过轴对称喷管内流场、二元喷管内外流场的数值模拟验证了采用以上方法在计算效率上的提高。最后将RNG模型计算结果与SA模型计算结果及实验数据做对比分析。     

一种相变热图的图像处理方法

相变热图技术中,为了得到风洞试验模型表面的热流分布,必须对相变热图序列进行相变线提取.首先通过特殊的时-空变换,将所有原始序列图像的直接分割转化为对少量合成图像的分割,在减小计算量的同时较好地解决了原始图像中由于相变区域模糊而难以分割的问题.同时,为了解决由于模型表面存在镜面反射造成的模型头部区域相变线提取不准确,引入镜面反射模型,并通过分割和参数求取过程的迭代执行计算出反射模型各参数,对合成图像进行整体性亮度补偿并最终得到良好的分割结果.最后根据提取出的相变线位置和材料相变温度,完成热流值的计算.通过比较表明本文结果更为准确合理,也验证了所提出分割方法的有效性,促进相变测温技术的广泛应用.     

爆轰驱动激波管缝合激波马赫数计算

采用数值求解的方法得出了氢氧爆轰驱动激波管的缝合状态参数.以空气为试验气体时,缝合激波马赫数随着H2摩尔浓度的增加而增加,H2摩尔浓度达到90%左右时达到最大.当缝合马赫数较高时,需要考虑高温真实气体效应的影响,缝合激波马赫数较理想气体的高.以氢空气混合气为试验气体时,缝合激波马赫数较以空气为试验气体的小.通过调整驱动气体与被驱动气体的初始参数,可以得到即能恰好消除Taylor波又能缝合的运行状态.