空空导弹吊挂疲劳寿命分析

针对空空导弹吊挂在挂飞过程中承受多种复杂多变的载荷(如挂飞振动载荷、机动抖振载荷、起飞着陆冲击载荷等)产生的疲劳破坏问题,研究利用仿真计算其疲劳寿命。在总结国内外最新疲劳理论研究的基础上,提出了基于有限元的时域和频域相结合的疲劳分析方法,在空空导弹吊挂的疲劳研究上形成了一套较为完善的分析流程。以某型空空导弹吊挂为研究对象,对其结构及工况特点进行了探讨和分析,借助Msc.Fatigue软件平台建立了吊挂的疲劳损伤模型,结合S-N曲线,计算出其疲劳损伤及其疲劳寿命,并总结出吊挂疲劳寿命的主要影响因素,对具体的型号研制工作有一定的指导意义和工程应用价值。     

斯特林发动机中回热器性能研究

斯特林发动机中回热器的有效性对斯特林发动机的整机性能有较大的影响。文中通过商业软件FLUENT的动网格功能模拟了回热器内部流场的交变流动以及流体工质与回热器之间的往复式热量交换,进而捕捉斯特林发动机运行时,回热器基体在高速交变气体流场中温度场的变化规律。研究结果表明,回热器的有效性和流阻损失随孔隙率的增大而减小,随长径比的增大而增大。因此在设计斯特林发动机时需要综合考虑回热器的孔隙率和长径比。     

复合材料层合板低速冲击损伤的预测模型

在低速冲击载荷作用下,建立了一种适用于铺层总数较多的复合材料层合板的损伤预测模型。采用三维Puck失效准则预测层内纤维与基体的破坏,并获得基体失效时的断裂面角度。根据低速冲击下复合材料层合板的层间分层损伤机理,同时考虑面内横向正应力、厚度方向正应力、层间剪应力和相邻铺层的损伤状态等因素对界面分层的影响,发展了一种新的冲击分层失效准则。为快速有效地预测铺层总数较多的复合材料层合板的冲击损伤,通过对单元积分点处的应变进行线性插值,提出了在单个实体单元内预测多个铺层损伤的数值计算方法。模型成功预测了受冲击层合板具体的失效模式,预测的分层形状和尺寸与试验值吻合较好,并显著减少了有限元模型的规模,表明本文所发展的数值方法对预测复合材料层合板低速冲击损伤的有效性。     

基于延误油耗优化的平行跑道运行方式

在比较现有平行跑道运行方式的基础上,制定了基于延误油耗优化原则的跑道选择策略。同时根据航班时刻表及起降间隔标准,建立了数学模型,提出了基于油耗优化原则的跑道选择和排序方法。算例表明该方法提高了混合运行方式下跑道的运行效率,减少了航空器的滑行时间和等待时间,降低了航空公司的运营成本。     

声矢量传感器阵中基于Kalman滤波和OPASTd的DOA跟踪算法

研究了声矢量传感器阵动目标角度跟踪问题,并提出了声矢量传感器阵中 一种基于Kalman滤波和正交压缩近似投影子空间跟踪(Orthonormal projection approximation and subspace tracking of deflation, OPASTd)的波达方向(Direction of arrival,DOA)跟踪算法。该算法通过OPASTd算法来进行DOA的跟踪,从而克服了PASTd算法由于在某些情况下振荡但不收敛进而压缩数据、在迭代更新中由特征向量的不准确性产生误差累积等原因引起破坏信号子空间正交性的缺陷。Kalman滤波和OPASTd相结合算法可在估计角度的同时进行数据关联,与传统的PASTd算法相比,角度跟踪性能更好。该算法的优越性均可在文中得到验证。     

Mg，RE(La，Ce)的添加对热浸镀55%Al-Zn-1.6%Si涂层耐蚀性影响

采用热浸镀的方法,通过改变Mg,RE的添加量来制备不同成分合金涂层。通过扫描电子显微镜(Scanning electron microscope,SEM)、盐雾实验、腐蚀失重测试来分别研究Mg,RE添加量对55%Al Zn 1.6%Si Mg RE合金涂层耐蚀性的影响;并通过对最佳成分的合金涂层电化学测试和X射线衍射仪(X-ray diffraction,XRD)物相分析,与55%Al-Zn-1.6%Si进行对比,判断其腐蚀机理。实验结果表明：Mg能细化晶粒,强化晶界,1.5%Mg添加量耐蚀性最为优异;RE可以减小熔液表面张力,细化晶粒,提高耐蚀性,0.12%RE添加量较为合适;Mg和RE的加入使涂层中Al发生了择优取向,使涂层中的择优晶面的数量减少,涂层表面电位趋于均匀化,微电池腐蚀的驱动力变小,从而导致了涂层的腐蚀速度降低,在腐蚀溶液中耐蚀能力增强,55%Al-Zn-1.6%Si-1.5%Mg-0.12%RE合金涂层的自腐蚀电位为-0.983 V,自 腐蚀电流密度仅为16.91 μA/cm2。     

大曲率复合材料结构的缺陷特征与超声检测

采用超声回波法对大曲率碳纤维增强树脂基复合材料零件进行超声A 扫描,并对缺陷进行定位。结合缺陷区域和非缺陷区域的细观形貌金相图、宏观表面状态以及厚度测量结果的对比分析,讨论了缺陷形态与其回波波形特征的对应关系,以及缺陷可能的形成原因。结果表明,缺陷在细观尺度上呈现多处分层、气孔和孔隙密集缺陷,在宏观尺度上表现为零件表面贫胶与厚度增厚。缺陷的性质与超声A扫描的检测结果相吻合,缺陷的位置集中在零件大曲率部位,其形成原因与复合材料制造工艺密切相关。     

航天器抓捕后复合体系统稳定的协调控制研究

针对航天器抓捕后由于系统质量特性和动量的改变而导致复合体系统失稳的问题,提出了两种基于角动量守恒的协调控制方法:关节阻尼控制和关节函数参数化协调控制。这两种方法通过对各关节和飞轮的速度进行协调规划和控制,实现对系统角动量的管理和重分配,在实现对目标进行停靠的同时,保证了基座的稳定性。两种方法各有优缺点,其中,关节函数参数化在实现系统稳定的同时还可使机械臂处于期望的臂型,以方便开展在轨维修等服务操作。所提出的方法将实际飞轮作为动量交换装置,具有很好的工程可实现性。仿真结果验证了方法的有效性。     

论朱敦儒词的自传性

从题材内容方面来看,南宋词人朱敦儒不仅拓展了题材范围,还在词中比较完整地表现了自己一生的经历和精神世界,从而使词作带有一定的“自传性”。     

机翼前缘结冰对大飞机纵向模态特性的影响

结冰导致飞机气动特性恶化,进而影响飞行品质。针对机翼前缘结冰条件下飞机全包线范围飞行品质评估问题,提出了基于自适应拟配初值的等效系统拟配方法,构建了机翼前缘结冰构型,并通过数值模拟得到背景飞机机翼前缘结冰气动数据。建立了飞机系统模型,进行升降舵倍脉冲操纵,进而得到飞机的响应数据。分析数据特征计算了自适应拟配初值,在飞机全包线范围内干净构型及不同结冰严重程度条件下进行了等效系统拟配,获得了纵向短周期飞行模态特性参数,进而得出相应的飞行品质等级。仿真结果表明：结冰会对飞机模态特性造成影响,使得飞行品质降低,严重时可能导致飞行品质发生降级。