T800/5228E复合材料层合板动态冲击力学响应

研究了宽冲击能量范围(12.8、25.5、34.2、42.3与51 J)内T800/5228E复合材料层合板动态冲击力学响应历程.结果表明,复合材料层合板损伤历程依次为裂纹引发→分层扩展→最大损伤→二次损伤等,冲击能量基本不会对其发展演化历程产生影响;力学损伤参数研究发现,赫兹失效载荷Fh与冲击能量成线性关系,而最大作用载荷Fmax与冲击能量为特定指数函数关系.不可逆能量Lw与能量吸收率η研究表明,两者均与冲击能量保持单调递增关系,反映复合材料板的损伤程度在加重,但损伤面积基本趋于稳定,纤维断裂等二次损伤可能成为新型能量吸收方式.     

Static aeroelastic analysis of very flexible wings based on non-planar vortex lattice method

A rapid and efficient method for static aeroelastic analysis of a flexible slender wing when considering the structural geometric nonlinearity has been developed in this paper. A non-planar vortex lattice method herein is used to compute the non-planar aerodynamics of flexible wings with large deformation. The finite element method is introduced for structural nonlinear statics analysis. The surface spline method is used for structure/aerodynamics coupling. The static aeroelastic characteristics of the wind tunnel model of a flexible wing are studied by the nonlinear method presented, and the nonlinear method is also evaluated by comparing the results with those obtained from two other methods and the wind tunnel test. The results indicate that the traditional linear method of static aeroelastic analysis is not applicable for cases with large deformation because it produces results that are not realistic. However, the nonlinear methodology, which involves combining the structure finite element method with the non-planar vortex lattice method, could be used to solve the aeroelastic deformation with considerable accuracy, which is in fair agreement with the test results. Moreover, the nonlinear finite element method could consider complex structures. The non-planar vortex lattice method has advantages in both the computational accuracy and efficiency. Consequently, the nonlinear method presented is suitable for the rapid and efficient analysis requirements of engineering practice. It could be used in the preliminary stage and also in the detailed stage of aircraft design.     

用FPGA实现abc坐标系的三维空间矢量调制算法

研究了一种应用于三相四桥臂逆变器的基于abc坐标系的新的空间矢量调制算法,避免了传统的αβ0坐标变换,使开关矢量的选取和占空比的计算更简单,显著降低了调制算法的复杂性。同时详细说明了基于abc坐标系的空间矢量脉宽调制算法的原理,并研究了用FPGA来实现该空间矢量调制算法的方法。由于FPGA不需要顺序执行指令,可以多个进程并发执行,响应速度快,可明显提高系统性能。仿真和实验结果证明了该空间矢量调制算法的正确性和利用FPGA实现该算法的可行性。     

面向小行星微重力环境探测的自恢复直立弹跳机器人设计

针对小行星微重力环境,提出了一种具有蛋形外壳,利用弹簧蓄力的并联腿弹跳机器人.该机器人无论以何种姿态落地,均可在重力矩作用下恢复直立姿态.这一设计相对于需要额外主动装置恢复直立的先前方案,节省了恢复直立所需的能耗,在结构上更为简单可靠.文中阐述了完整的机构设计方案,及相应的结构参数优化计算方法.通过的样机实验,设计方法...     

某型直升机尾上舱结构失稳故障研究

针对某型直升机尾上舱结构失稳故障,从直升机结构组成、故障现象入手,深入分析故障产生的原因,将结构修理中单一的割修、贴补和加强等方法,综合运用在结构失稳故障的排除中,从根本上杜绝类似的故障再发生,为直升机用户提供了一个更加安全可靠的机体结构平台。     

一种星载固态功率放大器用400W二次电源设计

为了满足导航卫星系统对于固态功率放大器大功率、高可靠性、轻量化的需求,文章采用移相全桥同步整流变换电路加反激变换电路匹配的拓扑方案,设计了一种星载L频段固态放大器用400W二次电源,并详细给出了二次电源拓扑结构及设计原理分析。文章重点对变压器热耗进行分析,为了更好地进行变压器散热设计,该方案创新性采用灌封主功率变压器散热方案,灌封变压器的温度从104℃降低为85.5℃,散热相比有明显改善。同时给出了实物环路测试、电性能指标对比测试以及热平衡与热仿真对比测试,电源效率92.8%,环路的相位裕量42°,增益裕度26dB。测试结果表明设计的二次电源在实现高效率大功率输出的同时,有效地实现器件的一级降额散热,满足高可靠性的批产需求。     

宽温域下三位四通电磁液动换向阀的几何尺寸链与卡滞特性

针对某型飞机服役环境中滑阀出现卡滞和动作延迟等现象,在分析滑阀机理的基础上,发现按常温设计的滑阀副配合间隙在服役环境下会发生较大变化,飞行器极端温度环境、精密偶件加工残余应力等容易造成滑阀卡滞。利用弹性力学和热变形理论,考虑残余应力的影响,推导了滑阀副径向尺寸链的数学表达式。以某型滑阀副为例,计算了-50℃、100℃和150℃下滑阀副的变形量,通径13mm的滑阀,径向尺寸最大变形量为2.9μm。采用有限元方法仿真分析了油液压力引起的阀套变形量,最大变形量为2.19μm。配合间隙最小值应不小于总变形量5.19μm,可近似取为5μm。计算了不同配合间隙时的内泄漏量,泄漏量应满足要求0.035L/min,对应的最大配合间隙为7.7μm,可近似取为8μm。本文所提出的分析方法和尺寸链计算模型,对滑阀设计具有一定的参考意义。     

月球重力场模型精度比较研究

从阶方差、谱域分析以及大地水准面自由空气重力异常3个方面分析了月球重力场模型LP150Q,LP165P与SGM150各自的特点及差异,研究结果表明,SGM150重力场在中高阶项上得到了明显改善,在远月面可以发现明显的重力异常正负交替的现象。另外,对"嫦娥二号"变轨试验期间的测轨数据进行了轨道解算和预报,比较不同重力场模型的精度影响,发现基于SGM150模型的解算结果优于基于LP150Q和LP165P的,在定轨弧段内有10m量级的精度提升,可用于高精度的月球探测器精密定轨。     

兼具增韧剂和定型剂功能的ES-Fabric织物及制造技术

在蓬勃发展的同时,RTM技术仍然面临着若干问题的困扰,其中最突出的就是复合材料的增韧问题.在复合材料及构件RTM制造技术中,首先要将各种增强织物通过定型剂粘结或缝纫等技术制备成预成型体,然后通过树脂注射或渗透使树脂充分填充浸润预成型体,最后加热固化成为复合材料构件.     

Diverse AdaBoost-SVM分类方法及其在航空发动机故障诊断中的应用

 提出采用考虑到精度/差异权衡的SVM作为弱分类器的一种新的组合分类诊断方法——Diverse AdaBoost-SVM。该方法通过在一组具有适当精度的弱分类器中进一步选择具有较大差异性的弱分类器,对这些具有较大差异性的弱分类器进行组合,从而较好解决AdaBoost算法中存在的精度/差异权衡的难题;同时该方法也较好地解决了现有的AdaBoost方法存在的弱分类器本身参数选取困难问题及训练轮数T的合理选取问题。通过对基准数据库的测试及航空发动机故障样本的诊断,结果表明和其他方法相比,Diverse AdaBoost -SVM方法具有更好的泛化性能,更适合对分散程度较大、聚类性较差的航空发动机故障样本进行分类,也更适合对非对称故障样本集进行分类。