失重条件下低温推进剂排放计算

针对CZ-3A系列运载火箭三子级低温贮箱内剩余推进剂排放问题,分别对排放过程中液氢和液氧低温推进剂沿2种不同排放管的流动进行了一维数值计算和分析.计算中认为在排放时沿管路压强降低,从而引起液体推进剂气化,并在管路的某个位置出现气固两相或者全部气化,在计算中,根据不同位置时推进剂的不同状态,分别采用液相、气液两相、气固两相及气相的物理数学模型和控制方程.计算得出了排放的出口参数及排放性能,认为液氢从通道1排放比较好,液氧从通道2排放比较好.为进一步进行排放研究提供了依据.      

基于自相关函数的自然纹理图像分形维数的估计

提出了一种估计分形维数的新方法,并利用该方法估计自然纹理图像的分形维数.分形维数是描述图像粗糙程度的主要参数.将分数布朗运动推广到离散情况,研究离散高斯噪声的自相关函数的性质.根据自相关函数的性质,获得估计分形维数的自相关函数方法.合成分形图像和自然纹理图像被用来检验该方法的准确性,并与计盒方法进行了比较,结果显示自相关法是准确的和有效的.      

热敏电阻在航天器上的应用分析

文章首先阐述了航天器对于测温传感器的需求 ,并对目前航天器在地面试验和飞行试验中 ,所采用的主要测温传感器的特点进行了概述。然后 ,以目前航天器在轨运行中应用最为广泛的热敏电阻为研究对象 ,介绍了它在航天器中的应用方案 ,以及为保证其测温精度、工艺可实施性和可靠性所应注意的问题。     

大型水平滑台的力学特性研究与结构优化

从设计与试验角度出发,对某大型水平滑台的强度、振动模态等力学特性进行了研究,提出一种新模型来计算滑板的一阶轴向固有频率,并对如何利用大型水平滑台进行超重物体的振动试验进行了计算分析,研究结果在实际使用中得到了验证。最后,从结构优化角度出发,对今后如何设计更大型的水平滑台提供参考方案。     

大展弦比复合材料机翼气动剪裁设计新方法研究

根据机翼气动载荷和机翼弹性变形之间存在的关系,以机翼的总升力不变和结构强度作为约束条件,提出一种新的气动/结构耦合的刚度设计方法。该方法首先通过数值实验设计研究机翼扭转变形和弯曲变形对机翼气动载荷的影响,并用主成分回归方法构建了机翼变形和气动载荷之间的响应面模型。然后以该模型为基础,构建气动/结构一体化设计模型,此模型仅考虑强度约束和总升力不变的要求,放弃了传统优化设计模型中的挠度和扭转约束。通过2种优化模型的对比,说明应用该方法设计出的机翼结构,重量减轻1.23%,机翼总体扭转变形减小33%,刚度设计更为合理。     

高超声速飞行器结构热试验技术进展

重点介绍了美国NASA Dryden飞行研究中心近十年来开展的结构热试验技术研究,包括加热技术、温度测试、热流测试、高温应变测试、传感器安装技术、热结构无损检测等内容,以及进行的高超声速飞行器热结构试验项目.     

典型飞行状态下的旋翼振动载荷计算与分析

建立了基于柔性多体动力学思想的综合气弹分析方法,以SA349/2"小羚羊"直升机为算例,对其典型飞行状态,包括一个小前进比状态,一个大前进比状态以及一个高速稳态转弯状态进行载荷计算.对于两个稳态前飞状态,采用自由尾迹模型计算诱导入流,通过配平迭代获得旋翼载荷;对于稳态转弯状态,将实测配平量作为输入量,采用Glauert线性入流模型计算诱导速度.在与试飞数据以及CAMRADⅡ计算结果的对比中,稳态前飞状态的计算结果与实测数据吻合较好,与CAMRADⅡ精度相当;对于接近飞行极限的高速转弯状态,本文计算值捕捉到了动态失速条件下旋翼载荷变化的主要特征.     

基于节点插值子胞模型的纺织复合材料力学性能预测(英文)

节点插值子胞模型是一种通过虚位移原理和代表性体积单元建立宏观和细观应变之间关系的细观力学方法。采用节点插值子胞模型进行二维纺织纤维增强陶瓷基复合材料的力学性能预测。分别建立二维平纹和交叉编织复合材料单胞的细观结构分析模型,分别采用三次B样条和正弦曲线来模拟经纱和纬纱的截面和弯曲形式,并根据纤维和基体中的孔隙含量对其模量进行折减,采用节点插值子胞模型进行宏观力学性能预测,并分析了细观结构参数和纤维体积含量对材料力学性能的影响。节点插值子胞模型的预测结果与有限元法比较表明:采用节点插值子胞模型进行二维平纹和交叉编织陶瓷基复合材料力学性能预测的有效性和可行性。     

加肋圆柱壳的功率流测试方法研究

针对加肋圆柱壳结构提出了一种功率流测试方法。基于Flugge的圆柱壳理论和功率流定义推导了加肋圆柱壳轴向波和弯曲波功率流测量公式,实现了通过加速度和应变信号获取功率流信息。以加肋圆柱壳有限元模型为对象,施加轴向激振力和横向激振力,提取加速度信息和应变信息并利用本文方法计算功率流,与利用功率流定义式的计算结果基本一致,验证了本文方法的正确性。     

基于累积损伤的结构动力可靠性研究进展

结构动力可靠性已成为大型系统结构可靠性与安全性设计所关注的焦点之一。从结构动力可靠性理论与分析、结构振动疲劳损伤累积分析两个方面,总结了国内外学者近期在理论研究与工程应用的研究进展,分析了热点研究的发展趋势。并结合航天工程特点,提出了航天飞行器结构工程领域未来应着重加强的研究方向与急需解决的技术问题,以提高我国航天飞行器结构可靠性与安全性。