光弹性贴片材料条纹值标定及不确定度评定

光弹性材料条纹值是应用光弹性材料进行应力或应变测量时需要标定的一个材料常数。针对薄板型光弹性贴片易弯曲、不适合标准圆盘试件法标定的问题,提出一种基于等截面梁加载方式的标定方法,方便快捷地标定了环氧树脂光弹性贴片材料条纹值,并对标定结果进行了不确定度评定。     

特种风洞试验中气动伺服弹性失稳故障分析

在某带飞行控制系统的特种风洞试验中,试验模型在闭环大增益情况下出现了振动发散现象。为分析故障原因,对试验数据进行了频谱分析并检验了无风情况下伺服稳定性;同时,将风洞试验动力学系统简化为数学模型,并建立相应的运动微分方程进行分析,得到以下结论:加入支持结构后整个系统的弹性影响较大,并与控制及气动力发生耦合出现气动伺服弹性失稳。进一步针对以上简化模型,进行数值仿真,其结果验证了以上机理。为解决此失稳问题,对控制系统提出了2种改进方案:增加结构陷波器或更改操纵面偏转比例参数,2种方案亦得到仿真验证。最后,将增加结构陷波器的改进方案应用到试验中,达到了预期的效果。      

基于热力学的HTPB/AP复合底排药损伤本构模型及损伤差异分析

为研究HTPB/AP复合底排药（CBBG）单轴拉伸力学性能,进行了准静态（233~301 K,8.3×10^-5~8.3×10^-1 s^-1）和冲击（233~323 K,1 200~8 000 s^-1）加载实验。实验结果表明,各工况下的真应力应变曲线均有明显的屈服点,初始模量、屈服应力及后屈服阶段形态均呈现显著的温度和应变率相关性。在不可逆热力学框架内,推导了热力学力表达式和内变量演化法则,结合初始模量和屈服应力模型,建立了黏弹-黏塑-损伤本构模型。根据HTPB/AP CBBG宽泛温度和应变率实验数据,利用一维形式的本构模型进行了参数辨识和模型验证。结果表明,该模型能较准确描述黏弹性阶段和后屈服阶段。不同工况下的损伤演化律表明,冲击加载和低温均有利于损伤扩展。     

超声速气流下黏弹性夹层壁板非线性颤振分析

基于Kelvin-Voigt黏弹性本构模型、von-Karmen薄板大变形理论和三阶气动力活塞理论建立了三维黏弹性夹层壁板的气动弹性颤振方程。使用Galerkin截断方法,对超声速气流下,四边简支黏弹性夹层壁板颤振的非线性特性进行了研究。对于非线性一阶截断方程,研究了它的平衡点及稳定性随来流速度的变化情况,得到了系统发生静态分叉时的临界速度;对于非线性二阶截断方程,使用数值仿真分析方法,得到了系统发生Hopf分叉时的临界速度,并利用响应、相图等手段研究得到黏弹性夹层板随来流速度变化的动力学特性。     

大展弦比机翼低速静气动弹性模型的设计、制作和风洞试验

通过弹性相似模型的风洞试验研究大展弦比机翼在弹性变形下的气动特性是研究飞机静气动弹性特性的重要手段.发展了一种静气动弹性模型低速风洞试验技术,针对某大展弦比机翼,设计、制作了缩比弹性结构相似模型,在南京航空航天大学NH03风洞进行了低速静气动特性风洞试验.详细介绍了弹性模型的各项技术和风洞试验结果,结果表明该项技术适合大展弦比机翼静气动弹性特性的研究,试验结果可作为大展弦比机翼设计的重要参考.     

考虑气动加热和变截面惯性矩的高超声速飞行器建模与分析

由于高超声速飞行器弹性机体/发动机的高度一体化设计,使得此类飞行器的动力学建模与控制较为复杂,而作为控制的基础以及面向控制的总体优化设计都需要建立高精度的动力学模型。首先,建立了考虑气动加热和变截面惯性矩影响的高超声速飞行器自由梁结构弹性模型,分析了气动加热和变截面惯性矩对飞行器振型的影响,得出了气动加热对振型影响非常小且振型引起的攻角变化很小,变截面惯性矩对飞行器的振型影响较大且振型引起的攻角变化较大的结论。然后,建立了考虑气动加热和变截面惯性矩影响的自由梁高超声速飞行器动力学模型,对考虑气动加热和忽略气动加热、恒截面惯性矩和变截面惯性矩对应的动力学模型进行了零极点分布对比分析,得出了气动加热对飞行器的纵向动态特性影响很小,变截面惯性矩自由梁对应的高超声速飞行器在特征点处开环不稳定性更大和非最小相位行为约束变弱的结论。     

用弹性绳系系统进行空间捕捉的最优控制

研究如何从空间平台上释放绳系捕捉系统与被捕捉负载相交会,给出了交会机动可行点的求解过程.计入系绳弹性,采用高斯伪谱算法计算交会机动涉及的非线性最优控制问题.结果表明,在满足相关约束的条件下,通过调节系绳张力和捕捉系统上的推进力即可实现精确的交会控制.     

弹性飞行器气动伺服弹性耦合动力学仿真

针对常见的轴对称串置翼布局外形,结构方面以分枝模态法为基础,气动力方面分别采用修正活塞理论和细长体理论计算升力面和旋成体机身的非定常气动力,干扰因子法考虑翼身干扰和串置翼下洗,通过控制系统敏感元件输入参数与结构振型的关系,输出控制力对结构振动的激励关系,考虑弹性振动产生的非定常气动力,建立由模态坐标运动微分方程和控制系统传递函数联合表示的受控弹性飞行器耦合系统动力学的数学模型。在此基础上,用状态空间法将结构运动微分方程和控制系统传递函数转换成状态方程,在时域内用龙格-库塔法实现系统动力学响应的数值仿真,并借以判断系统的动力学稳定性,辨识稳定性的临界参数。应用本文方法完成了算例飞行器无控状态的经典颤振及受控状态的气动伺服弹性分析,证明了方法的可行性和有效性。通过改变控制系统参数和结构参数的仿真计算,总结出这些参数的影响规律。
     

不同振动形式下的翼型失速特性

通过求解雷诺平均Navier-Stokes方程,研究了翼型在强迫振动和自然结构振动下的大迎角流场特性,尤其是失速迎角附近的流场和气动特性.研究结果表明:在接近颤振临界速度情况下结构自然振动可以引起翼型大尺度的分离,导致失速分离涡提前出现;强迫性的沉浮运动和俯仰运动在一定幅度下也可以引起失速性质的大分离,而且沉浮和俯仰振动的频率和振幅都是影响翼型大尺度分离的重要因素.     

增强相分布方式对复合材料有效力学性能的影响

针对增强相在基体材料中的分布方式的不同,建立了一个研究复合材料有效性能的细观力学模型.该模型由固体基体和增强相两相介质组成,假设细观结构呈周期性均匀分布.采用直接平均法和二尺度展开法计算了复合材料的有效性能,得出了不同微结构分布的复合材料横向弹性模量、泊松比和剪切模量随增强相材料体积分数比的变化曲线,其变化规律与实验数据吻合较好.研究表明在较大体积分数比下,增强相的分布直接影响到复合材料的弹性刚度.