面向设计的复合材料旋翼桨叶动力优化设计

提出一种面向设计的复合材料旋翼桨叶结构动力优化方法。采用典型剖面设计、变量连接、铺层变量连续化等方法,有效地处理了剖面内部形状、复合材料铺层、配重质量３类设计变量。在动力分析模型中考虑了剖面翘曲、耦合变形和陀螺力的影响,由三级数值计算模式实现固有频率灵敏度分析。约束条件包括了固有频率、结构重量、自转惯量等设计要求,优化求解采用基于序列二次规划的算法。上述方法真实反映了桨叶结构特征和实际工程设计要求。     

k/N(G)系统可靠性评定的熵(法)近似限

将近代,Shannon信息论与可靠性工程理论相结合,推导了由不同成败型或不同指数型单元组成的k/N（G）系统可靠性评定用的熵（法）第一、二近似下限计算公式。评定结果令人满意。     

文献“Software Testing in Space Programs”[1]点评

作者以他个人的观点,对该文献中重要部分进行了点评,指出:空间软件地面可靠性测试尽管困难重重且有诸多限制,但不能放松甚至放弃执行现有的软件地面测试标准;应从"精神号"火星探测器飞行失败中吸取教训,加强软件地面测试,包括传统软件黑盒和白盒测试方法中的典型测试项目(如:健壮测试、应力测试、极值测试、随机测试等);已经公布的新软件研发标准——Aerospace Report No.TOR-2004(3909)-3537,Software Development Standard for Space Systems值得我们参考。     

全分布式通用火控系统供电控制技术

首先提出了一种全分布式通用火控系统的结构,然后以供电控制装置为对象进行了供电控制技术的研究,阐述了其功能、组成、实现方法和工作流程,最后分析了该装置的可靠性。     

航空结构件铣削变形及其控制研究进展

随着机床加工性能和刀具切削性能的提升,航空结构件的高效高精加工成为可能.航空结构件薄壁加工特征多,在铣削过程中易发生变形,因此预测与控制航空结构件的加工变形是切削加工领域内亟待解决的难题.通过总结了航空结构件的特点及加工难点,对加工变形形成机理进行深入分析;对加工变形影响最为关键的铣削力模型进行归纳;阐述了航空结构件残...     

类蛛网状盘式谐振微陀螺的抗冲击性能与结构误差仿真分析

具有导航级潜能的盘式谐振微陀螺是国际研究最热门的一类微机械陀螺,在此基础上设计了一款频率裂解小的类蛛网状盘式谐振微陀螺。通过有限元仿真软件进行了模态分析和冲击分析,仿真结果表明类蛛网状盘式谐振微陀螺工作模态与寄生模态最小频差为3.9kHz,可承受的冲击载荷加速度高达25000g。此外,开展了晶向误差和工艺误差等结构误差对频率裂解影响的仿真研究,结果表明,其比圆环状盘式谐振陀螺在频率裂解上具有更低的结构误差敏感度。综上说明该结构能有效抑制寄生模态干扰、抗冲击性能强且结构误差鲁棒性好,具有较好的发展前景。     

展开式月球基地热防护结构方案研究

建设月球基地是人类探测、开发和殖民外太空的第一步,也是最重要的一步。设计了一种新型的展开式月球基地方案,由空间可展开桁架结构与柔性热防护层合薄膜组成。设计了可展开桁架结构的9组拓扑方案和层合薄膜的7组设计方案,进行结构设计方案和强度、刚度与稳态热分析,确定最优的设计方案。针对展开式月球基地的最优设计方案,分析了整体结构性能,包括静力分析、模态分析及3种工况下的稳态热分析。分析结果表明:所设计的最优方案具有较好的结构力学性能和热防护性能,为月球基地的方案选型、结构设计与热防护系统设计提供了技术支持。     

非穿透间隔割缝易碎盖结构设计及分析

发射箱盖需要满足轻质、结构紧凑等要求。为了满足性能需求,在易碎盖结构方面提出了新的设计方案,即非穿透间隔割缝复合材料易碎盖。针对承压与冲破两种工况展开了试验,分别建立了承压和冲破渐进损伤有限元模型,分析了结构参数对新结构易碎盖力学性能的影响,并探讨易碎盖冲破的损伤失效机理。结果表明,本文建立的有限元模型可有效预测承压工况下盖体的最大变形和冲破工况下盖体的冲破压力;盖体厚度的增大会导致易碎盖承压工况下最大变形减小和冲破工况下冲破压力的增大;而割缝宽度的增大,对承压工况下盖体最大变形的影响较小,但在冲破工况下易碎盖薄弱区会更早进入损伤失效阶段,对其冲破性能产生负面影响。     

美国环境应力筛选标准MIL-HDBK-2164A解析

文章介绍了环境应力筛选现状和种类,重点对美国新版军用手册MIL-HDBK-2164A进行分析,指出该手册的最新观点。最后对军用产品环境应力筛选的标准修订及其实施提出建议。     

直升机桨叶连续后缘襟翼设计与气动影响分析

在直升机旋翼减振应用中,连续后缘襟翼和常规分离式襟翼相比具有重量轻、结构紧凑、气流平稳等优点。选用压电纤维复合材料作为驱动材料,基于NACA23012翼型设计带有连续变形后缘襟翼的桨叶段,对襟翼及其驱动结构进行选材设计分析;采用流固耦合方法分析连续后缘襟翼对剖面翼型气动特性的影响。结果表明:连续后缘襟翼在直升机桨叶工作迎角、马赫数范围内可实现有效偏转,显著改变翼剖面气动升力和力矩,证明了连续后缘襟翼在旋翼减振控制中的潜在应用价值。