复合材料Ω形加筋壁板低速冲击渐进损伤及剩余强度分析

研究复合材料Ω形加筋壁板结构在不同能量及位置的低速冲击作用下的渐进损伤及其冲击后剩余强度具有重要意义。通过编写VUMAT子程序,将选择的三维Hashin失效准则及刚度退化模式加入渐进损伤模型中并与文献中试验进行对照，进一步研究不同冲击位置及不同冲击能量对于模型冲击载荷、渐进损伤及剩余强度的影响。结果表明，在加强筋中央位置处冲击对结构剩余强度影响最大；相同冲击位置处，冲击能量越大，结构损伤越严重，剩余强度越小。这为复合材料Ω形加筋壁板的结构设计提供了参考。     

某型无人机螺旋桨的设计与气动性能分析

为了提高某型无人机(UAV)的航时,螺旋桨应该具有高的巡航效率、足够的爬升拉力.利用高效率螺旋桨设计方法设计了某型无人机的两叶木质螺旋桨,获得了螺旋桨的弦长和桨叶角分布,基于片条理论计算了螺旋桨的气动性能,进行了螺旋桨的地面静态试验.结果表明:螺旋桨性能计算结果与台架试验结果具有较好的一致性,螺旋桨性能计算的巡航效率为...     

条缝喷嘴几何结构对旋流冷却特性的影响

为了寻求更优的透平叶片前缘冷却结构，建立了条缝喷嘴旋流冷却结构，并选用标准k-ε湍流模型进行数值计算，探究了条缝喷嘴几何结构对旋流冷却流动与换热特性的影响。在所研究雷诺数范围内，条缝喷嘴旋流冷却靶面换热流向不均匀度比离散结构小67.8%～71.9%；条缝喷嘴旋流冷却靶面换热强度在喷嘴范围内沿流向呈上升趋势；通过改变条缝喷嘴截面斜度角可以有效影响靶面换热分布，当斜度角为0.24 rad时，换热强度沿流向基本呈均匀分布，超过此值，则呈下降趋势；条缝喷嘴高度对旋流冷却换热均匀性影响较为明显，当喷嘴高度是水力直径3.41倍时，综合性能最好；此外，还探究了条缝喷嘴宽度对旋流冷却的影响。     

面向缺陷容忍的加筋筒壳快速优化设计

为了提高运载火箭等航天装备结构的承载效率，实现航天薄壁筒壳结构的轻量化和精细化设计，以具有强缺陷敏感性的航天薄壁筒壳结构为研究对象，开展了面向缺陷容忍的加筋筒壳结构优化设计。通过在设计过程中考虑结构设计与临界失稳载荷和结构缺陷敏感性的耦合关系，同步提升结构的屈曲载荷和抗缺陷能力，实现筒壳结构的精细化和轻量化设计。并针对计及缺陷敏感性加筋筒壳单次分析耗时和优化效率低的问题，使用不完全折减刚度法（iRSM），替代非线性显式后屈曲算法进行非完善筒壳结构的承载能力分析，提出了一种面向缺陷容忍的加筋筒壳快速优化设计框架。以一个直径1.6 m的正置正交网格加筋筒壳结构作为算例进行说明，结果显示，相比初始设计，优化结果可在质量不变的前提下，实现设计载荷提升10%以上，有效提高航天加筋筒壳结构的承载效率；并且所提出的优化设计框架能在保证稳定找到优化结果的同时，降低计算成本80%以上，实现面向缺陷容忍加筋筒壳结构的高效优化设计。     

高密肋结构整体壁板VARI成型技术研究

高密肋壁板结构可采用真空辅助树脂渗透工艺（VARI）整体一次成型，但成型过程中存在加筋区预定型困难、树脂流动控制复杂等问题，导致制件尺寸精度和孔隙缺陷难以保证。为此，本文根据高密肋壁板多特征区域的特点，采用压实实验和注胶仿真模拟分析方法，优化预定型工艺参数、分区注胶方案。结果表明，选择定型剂浓度4%、温度120 ℃、压力0.1 MPa、保压时间60 min的压实参数，可有效保证纤维体积分数；采用线注射、线冒口与筋条点冒口结合的分级注胶方案，可实现壁板结构的有效浸润。优化设计的工艺方案与工装成功应用于某型号高密肋整体壁板VARI成型制造，验证了本文分析方法的有效性，研究结果对壁板类结构低成本整体成型技术在军民飞机上的应用与发展具有重要参考价值。     

嵌银丝低易损推进剂增速比和综合燃速试验研究

针对嵌银丝端羟基聚醚（HTPE）低易损推进剂的复杂燃烧过程，采用水下声发射法对增速比和综合燃速随基础燃速、压强、银丝直径及温度的变化规律开展试验研究。结果显示，低压下推进剂的综合燃速随基础燃速的增大整体呈上升趋势，而增速比呈下降趋势；综合燃速随压强的增大呈上升趋势，增速比高压段低于低压段，平均值相差24%；推进剂增速比随银丝直径增大先增大后减小，存在一个最佳银丝直径为0.25mm，使得增速比最大；综合燃速和增速比随推进剂的温度增加呈上升趋势。     

宽体客机复合材料加筋板根部对接分离面设计

为了对客机机翼根部分离面进行设计，首先对先进客机A350飞机和B787飞机的机翼加筋壁板根部对接结构形式、传载效率和工艺特性进行详细工程应用分析和技术总结，然后进行两种典型单根长桁加筋壁板根部对接试验验证。立足国内技术储备现状得出了复合材料加筋壁板根部对接需解决的技术难题和工程应用方向建议。研究成果可为大尺寸复合材料加筋壁板根部对接设计提供借鉴和参考。     

共轴对转螺旋桨气动与噪声特性研究进展

共轴对转螺旋桨由于拉力大、气动效率高而备受人们的关注。本文从共轴对转螺旋桨的试验研究、气动性能评估、气动模拟、气动噪声预测、气动噪声优化设计等方面进行了综述。首先，总结了目前国内外在共轴对转螺旋桨气动及噪声方面的试验成果；随后，介绍了共轴对转螺旋桨气动力计算的工程方法，并详细阐述了北京航空航天大学陆士嘉实验室提出的共轴对转螺旋桨气动力评估的片条理论发展与参数选择；然后，介绍了共轴对转螺旋桨数值模拟方法，并针对共轴对转螺旋桨气动噪声预测的频域方法和时域方法进行了论述；最后，介绍了目前共轴对转螺旋桨气动噪声优化设计的研究成果。     

飞行器蒙皮桁条结构减振优化设计方法研究

减振和隔冲击设计对航天飞行器可靠性和安全性设计具有重要意义。先利用爆炸冲击的加载试验，获得了典型蒙皮桁条结构有效的冲击加速度数据。建立并修正了减振结构的动力学仿真模型，利用验证的仿真模型对五种不同的结构减振方案进行分析，得到一种有效的减振优化设计方法。     

适用于通信信号盲源分离的 分离条件数学建模方法研究

针对使用盲源分离技术分离卫星通信信号的数学假设工程实施问题,重点对分离条件中的数学假设混合矩阵列满秩展开研究。根据最优化理论,提出了一种适用于通信信号盲源分离的分离条件数学建模方法。首先,介绍了盲源分离的分离模型与基本假设;其次,选择矩阵条件数来衡量混合矩阵的正定性,并结合阵列天线接收模型,以矩阵条件数为目标函数,建立最优化模型,寻找最优天线间距;最后,以两个信号源、两个接收天线为例进行仿真。仿真结果表明：所建立的优化模型可以有效找到最优天线间距,通过设计合适的天线间距可以有效满足混合矩阵列满秩条件。最优天线间距与载波频率成反比。该建模方法有效将抽象的数学假设转化为具体的天线间距设计,加强了盲源分离技术的可实施性,为大规模的盲源分离天线阵列设计提供技术支撑。