非线性薄梁结构对冲击波载荷的大挠度响应分析

采用大挠度弹性梁理论和中心差分法分析计算了非线性薄梁结构对冲击波载荷作用的大挠度响应，模型包括了纵向变形和横向变形之间的弹性耦合。算例给出了拉－弯耦合、拉／弯刚度比和冲击波冲量对挠度响应的影响。     

减少特征向量导数计算空间与时间的探索

从几种不同途径初步探索了减少大型结构特征向量导数计算的时间以及对计算机内存空间的信赖，从而发现了各个不同途径中存在的问题，并指出了解决这些问题的方向。     

周期结构和太阳电池翼的模态分析

基于周期结构的振动理论,把折叠状态太阳电池翼当作拟周期结构处理,解释了太阳电池翼在进行模态分析时所出现的“主模态局部化”现象,了解该现象对于在实验模态分析中确定阻尼系数具有重要意义。同时从理论上说明了,简单的基板模型的第1阶特征值是整翼模型的第1阶特征值的近似值。两个算例计算的结果支持了这个观点。     

基于FMECA信息的测试性验证试验样本分配方法

针对目前国内外测试性验证试验中普遍采用的基于故障率的分层抽样方法考虑因素单一,可能导致样本分配不尽合理,而现有考虑多因素的样本分配方法代表性不足,难以实现工程上的应用的问题,对影响样本分配的因素与故障模式影响及危害性分析(FMECA)信息的关系进行了详细分析,提出了基于FMECA信息的样本分配方法。首先定义了单元影响系数和影响因子向量,提出了向量各元素赋值规则,解决了影响因素选取的问题;其次通过基于逼近理想解排序法(TOPSIS)优化的层次分析法确定了权值矩阵,实现了样本分配。最后通过实例验证表明该方法考虑因素全面,运用灵活,更具代表性和工程应用价值。     

基于多工况的新型着陆器软着陆性能优化

以新型腿式着陆器为研究对象,建立其刚柔耦合动力学分析模型,实现着陆器软着陆过程的仿真。通过仿真计算,确定着陆器最易翻倒、底面最易与星球表面岩石碰撞、主体承受最大碰撞力的3组恶劣着陆工况。分析着陆器缓冲机构构型选取设计变量,基于仿真得到的3组恶劣工况,应用第二代非劣排序遗传算法(NSGA-Ⅱ)实现着陆器软着陆性能的优化,优化目标为增强着陆器抗翻倒能力、降低着陆器底面与星球表面岩石碰撞的可能性、降低着陆器主体最大受力值。将优化所得参数代入模型重新进行仿真,着陆器不再发生翻倒,着陆平台底面与星球表面最小距离提高4.2%,主体最大受力值降低12.1%。     

软体弯曲驱动器设计与建模

与传统的"刚性"机器人相比,基于仿生学启发的软体机器人由于其与生俱来的柔顺性和安全性受到广泛关注。然而,此类软体机器人驱动器的设计与控制目前仍缺少理论指导。针对这些问题,设计了一种由气压驱动的可实现弯曲运动的新型软体驱动器,在系统分析其结构和弯曲原理的基础上,利用几何方法和虚功原理建立了其数学模型,并且通过有限元模型和原理样机实验验证了数学模型的有效性,为软体机器人驱动器的优化设计和控制提供了依据。     

基于自适应融合的弹道目标空间位置重构

由于进动锥体目标参数存在耦合,单部雷达不易获取同时参数估计误差较大。针对这一问题,提出了一种联合多部雷达不同视角微动信息进行参数提取与融合的新方法。首先,对进动目标进行了建模和散射点距离像分析,并利用Hough变换实现了锥顶散射点的关联。然后,联立2部雷达的微动信息作为求解单元来对耦合参数进行解耦,求出相应的参数。同时以进动角为例进行了误差方差分析,以融合后误差方差最小为原则对权系数进行了求解,并对其余参数进行了相同的处理。最后,在一个进动周期内,根据求出的锥体顶点坐标和锥旋轴矢量实现了锥体目标空间位置的重构。仿真结果表明该融合方法能够提高参数精度并能对锥体空间位置进行重构。     

多外力柔性微动机构输出位移求解方法

对于单个外力作用下的微动机构,柔度描述了外力与其输出位移之间的关系,是影响微动机构动态性能和精度的重要性能指标。对于多个外力作用下的情况,与之相对应的是微动机构输出位移与其多外力间的关系式。为求解该关系式,采用了柔度矩阵和刚体运动规律相结合的方法。首先,对整体进行单元划分,并求解结构中各柔性单元的端点位移与端点力之间的关系式;然后,根据各单元间的结构关系求解各不同单元端点力或端点位移间的叠加和协调关系式;最后,综合所有求得的关系式整理出输出位移与外力之间的关系式。运用该方法求解了一种微动夹持器的工作端位移,并与有限元分析软件的计算结果进行了对比。研究结果表明:该方法具有普遍适用性以及可靠的精度,能够用于一般微动机构的性能分析与优化。应用MATLAB软件对求得的关系式进行分析,获得了结构参数优化所需的理论依据。      

基于符号计算的风洞试验测量不确定度评估

基于符号计算进行风洞试验测量不确定度分析可以实现实验数据处理公式及误差灵敏度系数的自动推导 ,采用该方法对ZSDD 1导弹标模风洞试验结果进行了定量的试验不确定度评估 ,计算得到的气动力系数精度极限与重复性试验得出的试验精度吻合良好 ,气动力系数偏离极限计算值通常是其精度极限的 3～ 4倍 ,其不确定度大约是其精度极限的 4倍。笔者所述分析方法和分析程序为定量评估风洞试验数据的可靠性提供了一种有效手段。