弹性基础上预应力任意四边形中厚板的横向振动

本文研究弹性基础上任意四边形中厚板在预加面内荷载作用下的横向振动问题。通过坐标变换将任意四边形区域映照到一个2×2的单位方板区域。用一组数学上完备的二元多项式作为位形函数,采用pb-2Ritz法求得板的自振频率。并通过算例考察了基础刚度参数、预加面内荷载、边界条件、横向剪切变形等对板振动特性的影响。     

光纤陀螺多通道并行自动测试工艺技术

针对光纤陀螺测试过程中,测试项目多、步骤复杂、测试时间长、人为记录数据容易出错等问题,在分析测试内容的基础上提出多通道并行测试方案,设计测试工装、电缆、电路等硬件系统,开发相应的测试软件。与单只光纤陀螺测试方法相比,能够有效地减少光纤陀螺的测试时间,提高测试效率。     

AZ31镁合金板热成形中的屈服和损伤:本构实现与数值分析

为了准确预测各向异性镁合金板的成形质量,将改进的GTN损伤模型与各向异性拉压不对称的CPB06屈服本构耦合,并考虑了屈服面形状随塑性应变累积的变化,得到了考虑本构参数随塑性应变演化的各向异性屈服CPB06-GTN损伤模型。基于该模型,在ABAQUS/Explict中编译得到了相应的VUMAT子程序,采用单个单元进行了单轴拉伸和压缩模拟,并通过与实验一致性对比验证了子程序的正确性。使用子程序不仅能够模拟镁合金的各向异性屈服及其不规则的硬化,同时也能够模拟镁合金的损伤破坏。此外,采用编写的子程序进行了热拉深成形的数值模拟,模拟预测与实验结果对比表明,采用各向异性损伤模型的计算结果能够准确预测镁合金的变形及其损伤破坏,模拟结果与实验数据吻合;采用合适的压边力和成形的温度条件及非等温成形方法能够提高镁合金的成形性。     

一种新型弱撞击对接机构运动学分析

目前各国在轨应用的对接机构属于硬碰撞式对接机构,在此构型下两航天器在空间进行碰撞接触时撞击能量较大,并且此结构下目标飞行器的对接范围较窄。随着空间探测任务的深入,需要对对接机构提出更高层次的设计要求,因此弱撞击对接机构也将成为空间探测任务中一项重要的研究方向。本文对弱撞击对接机构运动学的正解和反解进行了研究分析,得到了相应的推导公式,并通过MATLAB软件对其进行了算例校验。求解出了对接环运动速度和执行推杆伸出速度的关系,这对弱撞击对接机构的工程研制有很大的应用价值。     

高空环境下喷嘴参数对航空活塞发动机燃烧与性能的影响

以一台四缸四冲程压燃式航空煤油活塞发动机为研究机型,运用工程系统高级建模和仿真平台软件(AMESim)仿真软件建立了发动机的整机模型,并使用台架实验的采集数据对该仿真模型进行了验证。在高空环境中,仿真分析了飞行器起飞工况、最大巡航工况下发动机喷油器的不同喷孔数、孔径对发动机燃烧过程、性能和NOx排放特性的影响。计算结果表明:稳态工况下,随着喷孔数的增加,最高燃烧压力和温度增加,瞬时放热率增长速度快且峰值上升;同时,缸内预混燃烧得到强化,燃烧始点提前,滞燃期和燃烧持续期缩短,燃烧重心前移,循环热效率增高,但同时会提高NOx的生成量;在飞行器瞬态变海拔的起飞工况下,多喷孔数、小孔径的喷油嘴有利于航空活塞发动机在高空环境下恢复发动机功率,提升飞行器的动力性和续航性能。      

辐射带高能电子通量波动与地磁暴警报

地球磁场捕获带电粒子形成辐射带,地磁场的扰动将导致带电粒子通量的变化.根据磁暴期间外辐射带高能电子通量起伏和波动的特点及规律,利用GOES卫星实时发布的5min分辨率高能电子微分通量数据,构建了高能电子通量波动指数,并分析了该指数与地磁活动的关系.结果表明,所提出的高能电子通量波动指数与地磁事件有很好的相关性,能起到地磁暴发生的指示剂作用,相对于目前空间环境业务化预报过程中广泛使用的3hKp指数,高能电子通量波动指数能更早地警报地磁暴的发生,是潜在有效的地磁暴警报辅助手段,能为空间环境预报中的地磁暴实时警报提供重要参考.      

基于级联耦合的大功率测量技术研究

讨论了采用级联耦合测量技术的大功率测量系统,指出大功率测量条件下引起测量不确定度的因素,搭建了基于该技术的大功率校准系统,减小了系统测量不确定度,实现了功率放大器的高精度校准和测量。     

基于动力学递推算法的绳系卫星系统刚柔耦合多体模型

利用动力学递推算法建立了空间绳系卫星系统(TSS)的铰接柔性杆动力学模型.所研究的绳系系统包含两颗刚体绳端卫星和一段连接两颗卫星的柔绳,柔绳离散为一系列球铰连接的弹性杆,考虑杆不均匀的纵向一维形变,并利用球铰的运动模拟柔绳的弯曲和扭转;然后基于递推算法推导得出了该刚柔混合离散模型的动力学方程.数值仿真结果表明:所建立的绳系卫星系统模型能够很好地模拟空间系绳的各向摆振和扭转,此外,递推算法的引入能够有效地减少离散模型动力学方程的维数,从而大幅减少计算量.      

基于涡系相交不稳定性的飞机尾流控制方法

在飞机飞行的过程中尾涡会伴随着升力产生,威胁后机的飞行安全.在简化机翼模型上添加扰流片,通过一个矩形翼以引入一个与主翼尾涡大小不同、方向相反的小涡,构建尾流自消散四涡系统,以期诱发尾涡的Rayleigh-Ludwig相交不稳定性.通过改变扰流片的大小形状,调整模型的攻角和拖曳速度,采用粒子图像速度场仪测量系统定量研究在低雷诺数下单主翼尾涡发展特性以及双涡相互作用特性.研究表明:在未添加扰流片时,尾涡环量在45个翼展内相对于初始环量基本保持不变;在添加扰流片的情况下尾涡的环量衰减可以达到35%~55%,而未添加的基本翼型的尾涡的环量则几乎保持不变,这说明添加适当的扰流片能诱发尾涡的Rayleigh-Ludwig相交不稳定性,加速尾涡的消散,当小涡和主涡的初始环量比为-0.489、初始距离比为0.5时,45个翼展范围内,尾涡环量衰减55.9%.本文系统性的实验结果可以为低尾流机翼的设计提供参考依据.      

超声速尾迹-剪切流的混合增强

超声速条件下燃料和空气之间的高效混合是超然冲压发动机技术上的主要挑战。基于大涡模拟和流动稳定性分析,针对超声速尾迹-剪切流动开展了混合增强方法研究。尾迹的存在改变了混合层流动的速度剖面,对流动稳定性产生了重要影响,使混合层由三维最不稳定变为二维最不稳定,最不稳定扰动波频率和增长率增大。基于流动稳定性结果引入扰动的混合增强方式依然有效,根据稳定性结果设计了波纹隔板。数值结果表明：二维波纹壁引入的扰动未能增长,不具备混合强化效果,而三维波纹壁引入的扰动能够快速增长,具有混合强化效果,且波纹壁参数越接近最不稳定扰动波参数,混合强化效果越明显。