基于热力耦合层合板雷击损伤特性分析

为研究复合材料层合板在雷电流作用下的烧蚀损伤力学特性,建立复合材料雷击热力耦合有限元分析模型,与文献实验结果对比验证模型的有效性。根据Hashin三维失效准则编写用户材料子程序,分别得出层合板雷击烧蚀区域周围出现的力学损伤、各层力学损伤分布以及首层在不同方向上的应力分布,分析得出层合板的烧蚀损伤随雷电流持续时间的变化规律。结果表明:由于存在较高的温度梯度,导致层合板出现较大的热膨胀应力,进而导致层合板内部产生各种力学损伤,即基体开裂、分层及纤维断裂;雷击电流施加时间、峰值电流与温度场均对层合板烧蚀面积产生较大的影响。     

月面无人自主采样返回任务动力下降点确定及验证

动力下降点确定是实施月面软着陆的重要环节，是多系统间复杂迭代的过程，涉及轨道设计、制导律设计、着陆目标的采样区确定、着陆及起飞安全分析。其设计结果直接影响了最终着陆点的位置和着陆过程的着陆安全，也间接影响采样安全和采样工程目标的实现结果。针对嫦娥五号在实施月面软着陆前确定动力下降点的任务需求，提出了通过多次轨道控制与最优标称制导轨迹搜索联合控制策略的动力下降点确定方法。首先，根据月面无人自主采样返回任务设计总结了动力下降点确定原理和约束条件；然后，详细论述了月面无人自主采样返回任务软着陆过程动力下降点确定方法；最后，通过嫦娥五号在着陆前主要的几次轨控实施结果分析了其对动力下降点的影响，同时综合了着陆区地形分析及着陆、起飞安全性分析，对动力下降点进行确定并根据最终在轨飞行结果进行验证。验证结果表明，基于“逐次逼近寻优方法”的月面软着陆环节动力下降点的确定方法有效，可以为后续地外天体软着陆等任务提供参考和借鉴。     

基于声学黑洞效应的直升机驾驶舱宽带降噪

声学黑洞（ABH）效应是利用结构阻抗的变化，使结构中传播的波相速度和群速度发生变化，在结构局部区域实现波的聚集，进而通过少量阻尼将能量耗损。该方法具有高效、轻质、宽频等优点，为结构振动噪声控制提供了新的思路，具有较强的潜能和应用前景。本文针对直升机驾驶舱复杂的噪声问题，根据噪声源和传递路径，提出基于ABH效应的内嵌式和附加式2种减振降噪设计方案。利用有限元软件建立了结构声振耦合模型，分析了直升机驾驶舱模型的声振特性，解释了ABH效应有助于降低舱室噪声的机理，并搭建了实验平台，开展了效果测试和性能评估。结果表明，内嵌式ABH结构可以有效降低舱内的中高频噪声，而低频控制能力略显不足。附加式ABH结构可以弥补这一局限性，拓宽有效频带。结合内嵌式和附加式ABH 2种控制方案，相比传统结构在总质量不增加甚至略有降低的前提下，舱室平均噪声水平在1/3倍频程内降低3~10 dB。该研究成果有助于推进ABH新技术在未来直升机工程减振降噪中的应用。     

不同喷铝参数对复合材料雷击防护性能模拟

为了研究复合材料不同的雷击防护(lightning strike protection,LSP)系统在雷电流作用下的损伤规律,对雷击损伤过程和烧蚀机理进行分析,建立复合材料层合板雷击防护的能量平衡数学模型。在此基础上,在ABAQUS中建立复合材料基准件、全喷铝和局部喷铝防护系统的碳纤维增强复合材料(carbon fiber reinforced polymer,CFRP)层合板电-热耦合有限元模型,和实验结果对比验证模型的有效性,对雷击烧蚀损伤特征进行分析,并引入雷击烧蚀损伤指数DI,得出三种不同模型在不同铝涂层厚度、不同峰值雷电流作用下的烧蚀损伤规律,并对两种不同的局部喷铝防护系统下复合材料的损伤特征进行对比分析。结果表明:雷击防护系统下复合材料的烧蚀损伤面积和铝涂层厚度关系进行函数拟合,两者均满足幂函数关系。     

基于可靠性分析的立方星网络维护架构优化

立方星编队或星座构成分布式空间传感器网络，可提高立方星执行复杂空间任务的能力。然而立方星易发生故障，其故障时间不确定性也导致了传感器网络性能的不稳定，这凸显了对立方星网络进行在轨维护的重要性。考虑立方星传感器网络的功能维持问题，描述了一种网络维护架构，通过定期发射、在轨备份立方星以及时更换故障立方星，从而提高网络对单星随机失效事件的快速响应与恢复能力。建立了该架构的运行成本模型，包括固定成本、储存成本和短缺成本。收集整理了真实的立方星寿命数据，并使用最大化拟合优度参数估计方法得到最优立方星寿命的随机模型。采用基于蒙特卡罗仿真的遗传算法优化备用立方星的补给时刻和补给数量，在备份成本与系统性能下降所带来的损失之间进行权衡，使得系统的综合收益最优。     

复合材料MMB试件I-II混合型层间裂纹扩展分析

基于经典层合板理论及双线性黏聚区本构关系，建立了含一般分层裂纹层合板的理论模型，对I-Ⅱ混合型弯曲（MMB）断裂试件进行了裂纹扩展理论分析。提出了一种I-Ⅱ混合型断裂叠加模型，引入I型裂纹分量的刚体转动位移，同时考虑了裂纹长度超过试件半长后中部载荷分量对裂纹扩展的闭合效应，并根据黏聚区力学响应，分段获得了位移函数通解。结合叠加模型的边界条件与连续性条件，分析了MMB试件的裂纹扩展过程，求解获得了载荷-位移曲线。通过与梁模型预测以及试验结果进行对比，验证了本文模型对I-Ⅱ混合型裂纹扩展预测的有效性和准确性，并讨论了初始断裂模式混合比及闭合效应对裂纹扩展过程的影响。结果表明：初始Ⅱ型裂纹比重较大时，中部载荷的闭合效应更为明显，可能出现I型裂纹完全闭合的情况；裂纹扩展过程中，当裂纹长度小于试件半长时，断裂混合比基本保持常数；当裂纹扩展超过试件半长后，闭合效应明显，混合裂纹形式逐渐向单一型断裂模式退化。     

碳纤维复合材料结构损伤的自检方法研究进展

监测碳纤维增强树脂基复合材料(CFRP)的结构损伤是一个关键问题。本文就目前国内外研究较热且应用前景较大的一类新型无损检测技术——基于CFRP导电网络的自检技术进行综述,总结了直流法和交流法的原理和技术特点,尤其是对各种检测方法适用的环境和损伤类型进行了评估。最后指出了发展出一套智能化的CFRP结构损伤自检体系所要进一步开展的研究工作。     

基于运行成本优化的FADEC系统TLD分析

为了降低飞机限时派遣（TLD）的运行成本，提出了全权限数字式电子控制（FADEC）系统TLD分析的运行成本优化方 法。构建了TLD分析的典型马尔可夫模型，推导了该模型各状态稳态频度公式，从而建立了系统单位时间运行成本与派遣时间间 隔的函数关系，并以此作为运行成本优化的目标函数；推导了发动机控制系统平均安全性水平表达式，建立了平均安全性水平对 派遣时间间隔的约束。针对FADEC系统建立了3种不同的形式的系统单位时间运行成本函数模型，并提出了相应的派遣间隔决 策建议。结果表明：应用基于成本优化的FADEC系统TLD分析方法进行带故障派遣决策，能够在满足安全性要求的情况下，降低 飞机运行成本。     

高空模拟试车台空气加温炉改造方案研究

以高空模拟试车台空气加温炉为研究对象,利用数值模拟方法对加温炉燃烧特性、出口空气温度等进行了计算和分析.结果表明:现有空气加温炉由于采用自然进气方式,热能利用率仅为0.2左右.在此基础上,结合高空模拟试车台改造要求,对该加温炉改造方案进行了重点研究.改用三台燃烧器方案后,可有效提高加温管出口空气温度的均匀性,温差基本控制在8K内；合理选择燃烧器安装位置及炉壁辐射参数,加温炉的热能利用率可达0.4以上.     

电渣重熔连续定向凝固René88DT合金的组织与热变形行为

自行设计开发了适合工业化生产高纯净,低偏析,无宏观缺陷铸锭的电渣重熔连续定向凝固技术(ESR-CDS)的设备和工艺,利用该技术成功制备了直径为φ150mm的René88DT合金定向凝周铸锭.采用XRD测试了定向凝固柱状晶的生长取向,结果表明,ESR-CDS René88DT铸锭柱状晶择优生长方向为<100>系晶向;ER...