Dynamic Response Analysis of Bird Strike on Aircraft Windshield Based on Damage-modified Nonlinear Viscoelastic Constitutive Relation

Damage-modified nonlinear viscoelastic constitutive equation and failure criterion are introduced and the three-dimensional incremental forms are deduced based on the updated Lagrangian approach. A simple tensile test model and a split Hopkinson pressure bar model are built to verify the accuracy of the subroutine implemented within the non-linear finite element program LS-DYNA. A numerical model of bird strike on windshield is established to study the responses of windshield under three different bird velocities at three sites. The bird is represented by a cylinder with a hemisphere at each end and the contact-impact coupling algorithm is used in this study. It is found that the implemented subroutine can properly describe the mechanical behavior of polymethyl methacrylate under low and high strain rates and large deformation, and can be used validly.     

热输入对AZ31镁合金FSP试样力学性能的影响

分别利用普通钢制垫板和自制的带有冷水通道的铜制垫板,对AZ31镁合金进行了搅拌摩擦加工。利用光学显微镜(OM)、SEM、显微硬度仪和拉伸设备,研究了被加工件厚度、搅拌头焊接速率和冷却条件对试样搅拌区力学性能的影响。研究表明:试样搅拌区从上层至中层和底层,再结晶晶粒尺寸依次减小。通过减小被加工件厚度、增大搅拌头焊接速率和加快冷却速率等方法,抑制了试样搅拌区晶粒长大。在搅拌头转速和焊接速率分别为800r/min和90mm/min的条件下,得到的搅拌区底部平均晶粒尺寸约为450nm,该区域显微硬度为96HV,与普通钢制垫板制备的试样相比,硬度提高了24HV,其屈服强度、抗拉强度和伸长率分别提高为原材料的1.27倍、1.6倍和2.2倍。     

等通道转角挤压工艺制备超细化合金的研究与进展

等通道转角挤压技术（简称ECAP）是制备超细晶粒金属块材的最新研究领域之一。本文阐述了ECAP的研究目的与意义。说明了ECAP的原理，探讨了ECAP的国内外研究现状及进展，指出了ECAP急待解决的五大问题，具有较好的实用价值。     

差速电机驱动控制系统的研制

本文提出了一种适用于差速电机的驱动控制系统设计方案,该系统由直流转换电路、电机驱动电路和转速监测电路组成。通过样机生产及试验验证,结果表明该系统具有体积小、重量轻、效率高、调速范围宽等优点,满足设计指标和用户使用要求。     

综合化飞行器管理计算机技术研究

目前国外新一代飞机的设计中,为进一步提高飞机的性能,同时降低系统费用,采用飞行器管理系统综合管理包括飞行控制、发动机控制、机电公共设备管理等飞机平台的功能.飞行器管理系统核心是飞行器管理计算机,细粒度可配置飞行器管理计算机不同于以往基于通道容错的计算机系统,它是基于模块级容错的计算机系统,细粒度可配置飞行器管理计算机设计利用综合化技术,通过采用通用的、标准的模块,提高系统的可靠性和可用性.它既要具有飞行控制系统的多余度安全,同时又需要满足发动机控制、机电管理等不同系统、不同余度配置的安全要求.另一方面飞行器管理计算机从系统结构、容错技术等方面要适应不断变化的微电子技术和计算机技术的发展,保持飞机平台具有相对的稳定性,更要具有灵活的系统配置能力.主要介绍了细粒度可配置飞行器管理计算机体系结构、软件要求、容错结构的实现.     

直角切削6061-T6铝合金剪切区力学行为及微观结构演化预测

力学行为是塑性变形微观过程的宏观表现,早期的金属切削理论模型没有考虑微观结构对切削力的影响。在考虑热力耦合效应的基础上建立了基于位错密度材料模型的6061-T6铝合金直角切削力预测模型,分析了不同切削参数下基于位错运动的塑性变形机制对切削力的影响。结合等分剪切区和非等分剪切区模型,构建了第一变形区多物理场计算方法,提出一种切屑形成过程中由塑性变形引起的微观结构演化解析模型。通过测量切削力和切屑内晶粒尺寸对模型的可行性进行了初步验证。结果表明：剪切区长度变长引起参与位错滑移的材料增多是切削深度增大导致切削力增大的主要原因。增大切削速度导致切削力的降低不是单一变量影响的结果,而是应变降低引起位错增殖数量减少和温度升高引起位错湮灭作用增加的共同作用结果。非等分剪切区模型正确反映了第一变形区温度和应力的分布特征,且与二维有限元模型分布相一致,建立的第一变形区微观结构演化解析模型能够预测切屑内位错密度和晶粒尺寸。     

基于递推差分进化算法的空间机器人参数辨识

针对空间机器人抓取未知目标时的特性参数以及关节摩擦系数的辨识和在线修正问题,提出一种基于递推差分进化算法的实时参数辨识方法。首先采用静态连续摩擦模型描述机器人的关节摩擦特性,并建立两关节空间机器人的非线性动力学模型,然后基于差分进化算法和递推最大似然估计法推导出递推差分进化算法,并用于空间机器人的参数辨识,最后仿真校验了该辨识方法的有效性。仿真结果表明,该算法的辨识精度优于遗传算法和最小二乘法,辨识速度较快,能满足遥操作的要求,且对于动态信息有较好的跟随性。     

大型固体发动机燃烧室立式贮存研究

为研究大型固体发动机对特殊立式贮存环境的适应性,开展了大型固体发动机立式贮存状态的受力分析以及立式贮存试验研究。基于大型固体发动机立式贮存环境条件的分析,综合考虑固化降温、充气内压等因素对发动机立式贮存的影响,开展了联合载荷作用下的计算分析。研究结果表明,发动机立式贮存状态相对初始状态前、后人工脱粘间隙都增大,前人工脱粘间隙增大较多,前人工脱粘开口部位轴向位移最大,中孔径向位移最大;发动机充气后药柱的变形量、前后凸环形药柱界面及药柱中孔处等效应力应变随内压提高有所提高,但前后凸环形药柱界面和药柱中孔处受力状态从三向或两向受拉变为三向受压状态,设计合适的充气内压有利于发动机的长期立式存放。燃烧室立式贮存试验实测了药柱立式贮存后的变形,实测结果与计算结果趋势一致。     

嵌金属丝端燃装药方案绝热层设计方法

根据固体火箭发动机绝热防护模型,提出了一种嵌金属丝端燃装药绝热层设计方法。用该法对某特定发动机燃烧室绝热层的设计结果表明:与动机原绝热层烧蚀相比,用本方法设计的绝热层可在绝热防护达到安全要求的同时,最大化地降低发动机消极质量。     

内压作用下壳体刚度对药柱强度的影响

在厚壁圆筒内、外压强作用下弹性应力解的基础上,利用三维问题的应力-应变关系,得到了厚壁圆筒内的应变和位移表达式;由圆管型药柱与复合材料壳体连接处的径向位移连续性条件,得到了内压作用下药柱与壳体之间的压强;讨论了该压强对药柱内应力和应变的影响,给出了药柱内的应力和应变表达式.结果表明,提高壳体圆筒的刚度或减小药柱的m数,...