工艺参数对Ti75 合金筒形件旋压成形的影响

建立了Ti75合金筒形件旋压三维有限元模型,分析了旋压过程中应力应变的分布规律.得到了进给速率、减薄率和旋轮工作角三个关键工艺参数对旋压过程的影响规律:随着旋轮工作角、进给速率和减薄率的增加,旋压力和隆起高度均增大;等效塑性应变随着减薄率的增加而增大,随进给速率的增大而减少,进给速率超过1 mm/s时,等效塑性应变基本保持不变;工作角小于20°范围内变化时,最大等效塑性应变几乎不变,当旋轮工作角超过25°,最大等效塑性应变迅速增大.     

大型客机典型壁板传声损失特性的数值分析研究

以统计能量法为数值分析手段,对大型客机典型壁板结构的传声特性进行深入分析与研究.首先从传声损失与统计能量法基本理论出发,推导了由发声室-隔声结构-接收室三者组成的分析模型的结构传声损失表达式.以此作为理论着眼点,从飞机有限元模型中提取前客舱段的壁板结构,通过模型清理与声学简化,建立起飞机壁板结构传声损失的统计能量预计模...     

结构复合材料用耐高温环氧树脂体系

研制的603耐高温环氧树脂体系的T<,g>约为225℃,热分解温度约为387℃;采用凝胶时间、DSC和流变特性表征了其固化反应特性,确定了固化工艺;603树脂体系可以湿法和热熔法制备预浸料,预浸料铺覆工艺性优异,T700/603和T800/603复合材料可作为高性能复合材料结构件使用.     

航空发动机燃烧室火焰筒设计验证方法研究

以某型航空发动机燃烧室为物理模型,改进了计算火焰筒流量分配的流阻法,并对其进行验证,结果冷却空气量的相对误差为5．7%;采用多项式拟合法计算了火焰筒燃气总温沿轴向分布。得到了主燃区总温和燃烧室出口总温,并采用燃烧效率法对其进行了验证,二者的相对误差分别为4．4％和1％。结果表明：在初始设计阶段,采用改进的流阻法和多项式拟合法验证火焰筒的沿程空气流量分配和沿程燃气总温合理有效。     

简化碰撞模型对直升机桨叶扬起下坠动响应影响

采用含阻尼项的简化碰撞模型模拟铰接式旋翼桨叶与限动块之间碰撞时的碰撞力变化,并研究了桨叶扬起下坠动响应过程。运用Hamilton原理建立桨叶扬起下坠动力学方程,并采用Newmark积分法求解桨叶下坠过程的动响应。分析扭转弹簧刚度、阻尼比和积分步长对挥舞铰处碰撞力矩的影响,计算结果表明：扭转弹簧刚度增大1 000倍时,碰撞力矩的峰值相应增大22.0倍;阻尼比从0增大到0.05时,碰撞力矩的峰值增加10.4%;积分步长变小时,计算的精度有所提高,但计算效率却有所降低。     

卫星姿态控制系统圆盘极点指标约束下鲁棒H_∞容错控制

研究了一类卫星姿态控制系统的鲁棒容错控制问题。针对执行机构性能下降或者出现故障,提出了一种圆盘极点指标约束下,对执行机构故障具有完整性且满足H∞扰动衰减指标的状态反馈鲁棒容错控制设计方法。分析了圆盘极点指标与H∞指标的相容性,并在相容指标约束下,给出了鲁棒H∞容错控制器存在的充分条件。同时将该方法应用于卫星姿态控制系统的容错控制并进行了数字仿真,仿真结果验证了方法的有效性。     

对偶四元数曲线插值算法在编队卫星中的应用(英文)

传统的编队卫星位置和姿态算法是分开处理的。提出一种新的对偶四元数曲线插值算法,将卫星的姿态结合到轨道中去。首先采用曲线插值算法计算主星的运动轨迹,然后建立从星相对于主星的对偶四元数模型来确定从星的相对位置和姿态,将卫星的位置和姿态进行统一处理。与传统的轨道参数法及四元数法进行误差比较,仿真结果表明该方法不但可以实现编队卫星位置和姿态的统一确定,而且可以满足卫星编队的精度要求。     

星/箭耦合动态响应分析新方法研究

介绍了采用约束边界模态展开表达式进行星/箭耦合响应分析的方法,导出缩聚在星/箭连接界面处的全箭动力学方程.应用这种方法通过解析推导可以将整个星/箭耦合结构多自由度方程减缩为仅含星/箭连接界面处自由度的方程,形成星/箭耦合响应分析新方法,内部自由度的影响化为固定界面模态有效质量的贡献,它们的贡献累加于界面自由度之上,使动...     

带干扰红外目标模拟器

介绍一种带干扰的红外目标模拟器的原理、结构和控制，经实际应用证明，这种带干扰的红外目标模拟器能满足新型导弹研制的需要．     

加权变系数的瞬态导热有限元法

研究了两点时间差分格式的瞬态导热温度场有限元法数值解的稳定性和振荡现象,推导出消除振荡的方法:将时间差分格式的加权系数σ与时间步长△t分别和温度振荡联系起来,得出变σ和变△t的函数关系式。