蜂窝夹芯板超高速碰撞仿真

蜂窝夹芯板是一种多用于航天器的特殊结构,采用光滑粒子流体动力学算法(SP H)对蜂窝夹芯板进行超高速碰撞研究时主要存在2个问题:蜂窝芯的几何建模过程复杂;蜂 窝芯层非常薄,为保证仿真精度采用相等的粒子间距必然生成超过计算容忍的粒子数量.结 合参数化程序设计语言(APDL)、用户界面设计语言(UIDL)进行结构建模,编制了APDL生成蜂 窝芯的程序,采用UIDL将该程序集成到ANSYS交互式界面中,能够方便快捷的生成任意尺度 的正六边形蜂窝芯.针对此方法得到的模型,采用SPH单元与壳单元相结合的方法,其中蜂 窝芯采用壳单元,入射体、蜂窝夹芯板的前、后面板采用SPH单元,对蜂窝夹芯板进行了超 高速碰撞仿真研究.仿真结果与相关试验进行了对比,仿真得到的后板破口尺寸与试验比较 接近,证实了该方法适用于蜂窝夹芯板的超高速仿真.      

肋片参数对辐射器散热性能的影响研究

采用蒙特卡罗法计算等截面圆管直肋式辐射器的肋片和外管壁相互间的辐射换热,数值模拟了第一类换热边界条件下散热器的散热过程。分析了辐射器的肋片数、肋片高度、肋片厚度及管壁温度对肋片散热性能的影响。结果发现,在肋片质量一定的条件下肋片数及肋片高度均存在一优值,在该值附近肋片的散热效率最高,且该值受管壁温度的影响,温度越高该值越小;在肋片外形不变的条件下,增加肋片的厚度来提高辐射器的散热性能并不是经济的途径;肋片的散热效率随管壁温度的升高而减小,壁温较高时安装肋片的必要性降低。     

中国上空平流层准零风层的特征分析

利用ECMWF提供的ERA-40再分析风场资料首次分析了中国上空平流层准零风层的特点及其随季节和地理位置的变化特征.结果表明,准零风层一般处于18～25 km高度范围内,零风线所在的高度随时间和地理位置的不同稍有变化.根据准零风层随纬度的变化特征,中国上空可以分成三个区域:低纬地区(5°N～20°N)、中低纬过渡区域(20°N～32.5°N)和中高纬地区(32.5°N～55°N).低纬地区一般在冬季和初春有准零风层结构存在;中高纬地区一般在春末和夏季存在准零风层结构;而中低纬过渡区域是否有准零风层结构存在还与准两年震荡(QBO)有关,在QBO东风相位时,过渡区域呈现的特性偏向于中纬特性,在QBO西风相位时,过渡区域呈现的特性偏向于低纬特性.准零风层随经度变化非常小,零风线所在高度随经度的变化幅度一般不超过2 km,过渡区域的变化幅度相对大些.      

锂离子电池失效率模型的探讨

以工作电流和工作温度(壳温)为主要考虑因素,建立了锂离子电池基本失效率模型和工作失效率模型.以试验数据为基础,参照国军标GJB/Z299,提出了失效率相关的调整系数(π系数)及其取值方案.采用失效率模型,通过数值计算得到基本失效率预计值,将预计值与试验值进行了比较.最终计算结果表明,得到的失效率模型可以应用于工程实践,锂离子电池效率模型的建立,为其可靠性预计提供了基础.      

超高速撞击条件下铝合金材料参数识别方法

在超高速撞击过程中,金属材料在大变形、高应变率条件下的材料参数获取是一个研究难点.在确定Steinberg本构模型和Gruneisen状态方程前提下,结合已有的物理试验结果,采用SPH(Smooth Particle Hydrodynamic)算法实现超高速撞击问题的数值模拟,定义优化目标为物理试验结果和仿真结果之间的相对误差值,利用连续响应面法SRSM(Successive Response Surface Method)对铝合金6061的Steinberg本构模型中的4个关键参数进行优化识别计算.经过识别的材料参数与物理试验的结果近似程度更好,证明了这种方法的正确性和可靠性.      

鲁棒干扰解耦问题的进一步结果

本文是文献[1]工作的继续。主要讨论了同时不变子空间的三种特征:即时域特征、频域特征和几何特征。特别对包含在给定子空间H中的最大同时不变子空间给出了新的描述。利用这些结果,文中首先给出了一类离散扰动系统鲁棒干扰解耦问题的充要条件,然后推广到了连续扰动系统,获得了一个Kharitonov型的结果。     

双(口恶)唑啉化合物改性热固性树脂的研究

采用自制2,2′-(1,3-苯)双(4,5-二氢)(口恶)唑分别与热塑性酚醛树脂或二氨基二苯甲烷(DADPM)进行聚合反应制得了聚醚酰胺树脂(PEAR)和聚氨基酰胺树脂(PAAR).实验表明PEAR的冲击强度达到6 kJ/m2以上,弯曲强度达到100MPa以上,且电绝缘性能优良,可作为H级绝缘材料使用;PAAR的冲击强度最高达到22kJ/m2,弯曲强度达到202 MPa,电绝缘性能较PEAR稍差,但仍然可作为H级绝缘材料使用,另外还可望作为无卤阻燃材料使用.以这两种高性能热固性树脂为基体可制备出性能优良的玻璃布复合材料.     

一种基于神经网络补偿动态逆误差的方法

讨论了一种基于神经网络自适应补偿动态逆误差的方法，并应用于超机动飞机控制器设计中，飞机的基本控制采用非线性动态逆方法进行设计，对于模型不准确导致的逆误差采用神经网络进行在线补偿，仿真结果表明，采用神经网络补偿误差，弥补了非线性动态逆要求精确数学模型的缺点，而且可以简化动态逆控制律的设计，改善整个控制系统的性能。     

预混气爆震管中爆燃到爆震转捩距离的研究

为了获得预混气爆震管中爆燃到爆管转捩（DDT）距离的变化规律，进行了一系列的单循环爆震试验，其中预混气为按化学恰当比配制的乙炔与氧气以及稀释剂氮气，变化的试验参数包括：预混气初始压力（0．02Mpa-0.1Mpa)，稀释剂的浓度（0％－70％）及三种扰流片的形状，试验测得了不同工况下爆震管内火焰传播速度，并由此确定了DDT距离及其变化规律，试验结果表明，预混气初始压力下降或稀释剂浓度增加时，DDT距离增大，而安装扰流器后DDT距离明显缩短。     

飞机滑行动态响应分析

采用时域确定性方法,建立了机身-起落架系统分析模型,分析了飞机在不平跑道上滑行的动态响应,并对某机型采用不同形式减震器———常油孔及变油孔的情况进行了计算、分析和比较。结果表明,变油孔设计能够明显改善飞机滑行的动态性能。