基于矩化GO法的某型电动飞机扰流板系统可靠性

扰流板冗余系统提升了新能源电动飞机的可靠性。采用GO法建立电动飞机扰流板系统可靠性模型,设计SIMULINK仿真界面,针对操作符11给出一种新的运算模块。针对扰流板冗余系统设计一种矩化操作符,给出运算流程,有效减少传统GO法在冗余系统建模工作量,利用故障树分析法对结果进行验证。结果表明,本文提出的方法切实可行,为新能源电动飞机扰流板系统可靠性分析提供了新的思路。     

坐标系转换矩阵及其微分方程

在坐标单位矢量导数为非零条件下，通过建立飞行器的转换矩阵及其微分方程，将飞行器的动力学、运动学方程表达得更清晰、简洁。所得结论易于理解动静两种坐标系在时域内的联系，其数学表达式方便用MAT—LAB语言实现，有利于飞行器的建模与仿真。     

线性时不变系统的完全跟踪控制器

从线性时不变系统的状态空间模型出发,借助于广义逆矩阵概念和相容线性方程组的最小范数解,从理论上推导了线性时不变系统的完全跟踪控制器方案。     

单向陶瓷基复合材料阻尼计算方法

根据陶瓷基复合材料界面脱黏区及黏结区纤维和基体的应力分布,分析了拉伸和卸载时纤维相对基体的滑移机制,发展了单向陶瓷基复合材料阻尼的计算方法,并进行了数值分析.结果表明:①陶瓷基复合材料本身固有黏弹性阻尼很小,材料发生基体开裂后,界面滑移而引起的摩擦耗散成为材料主要的阻尼机制;②减小界面剪应力或减小纤维体积含量可以改善材料的阻尼性能;③材料阻尼随裂纹间距的增大而减小.      

利用遗传算法优化TTCAN网络的时间调度系统矩阵

引入了遗传算法对时间触发CAN(TTCAN)网络中的时间调度表进行优化。同时,针对问题的特殊性,本文对所引入遗传算法作了进一步改进,以取得更好的性能。最后,本文利用汽车工业的PSA标准消息子集对本方法进行了验证,实验表明,本方法可以有效的减少网络中的抖动问题,取得了满意的效果。     

Effect of interface debonding on matrix multicracking evolution of fiber-reinfroced ceramic-matrix composites

An analytical methodology was developed to investigate the effect of fiber/matrix interface debonding on matrix multicracking evolution of fiber-reinforced CMCs(ceramic-matrix composites). The Budiansky-Hutchinson-Evans shear-lag model was adopted to analyse the micro-stress field of the damaged composites. The critical matrix strain energy criterion, which presupposes the existence of an ultimate or critical matrix strain energy with matrix, was obtained to simulate the matrix multicracking evolution of CMCs. With the increase of the applied stress, the matrix multicracking and fiber/matrix interface debonding occurred to dissipate the additional energy entered into the composites. The fiber/matrix interface debonded length under matrix multicracking evolution was obtained by treating the interface debonding as a particular crack propagation problem. The conditions for no-debonding and debonding during the evolution of matrix multicracking were discussed in terms of two interfacial properties, i.e., the interface shear stress and interface debonded toughness. When the fiber/matrix interface was bonded, the matrix multicracking evolution was much more intense compared with the interface debonding; when the fiber/matrix interface was debonded, the matrix crack density increased with the increasing of interface shear stress and interface debonded energy. The theoretical results were compared with experimental data of unidirectional SiC/CAS(calcium alumina silicate), SiC/CAS-Ⅱ and SiC/borosilicate composites.      

关于三维Navier－Stokes方程的粘性项计算

借助于张量分析和张量计算，在贴体曲线坐标系下本文讨论了不同求解变量导致了粘性项个数上的重大差异和不同大小的计算量，并提出了便于粘性计算的最佳形式。文中借助于有限体积离散技术，通过引进两个对称辅助矩阵［Ａ］和［Ｂ］，使粘性项的计算量大大减少，这对完成三维粘性流的数值计算具有重要的指导意义。借助于上述方法，本文完成了某型真实进气道两种工况的三维粘性Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程计算（即Ｍ∞＝３．０，α＝０°和设计工况Ｍ∞＝２．６５，α＝０°），获得了满意的全场结果；对于Ｍ∞＝２．６５的设计工况，同实验数据作了比较，符合良好。由于本文的方法明显的减少了粘性项的计算量且节省了大量内存，以致于使三维流场的Ｎ－Ｓ求解能在普通微机上进行。     

空间坐标转换技术的分析与研究(一)

系统分析了空间坐标转换的不同形式及其相互关系,运用旋转矩阵理论作了较为深入的探讨,指出了使用中应注意的问题。提出了齐次矩阵,微分算子及雅可比阵矩等有用概念,作为例子,讨论了这些概念在机器人学中的应用。     

含分层损伤复合材料层合板振动特性

针对复合材料层合板分层损伤区域上、下子板的畸变模态,采用自定义矩阵单元模拟其损伤区的接触刚度,建立了一种合理的层合板分层损伤有限元振动分析模型;在此基础上研究了分层深度和分层大小对复合材料层合板振动特性的影响.数值模拟结果与实验结果的对比表明:采用的自定义矩阵单元可以有效地模拟层合板的分层损伤,模态计算值与实验值的最大误差为10.67%,最小误差为0.34%;分层深度和分层大小对复合材料层合板振动特性有较大影响,随分层深度变化,固有频率最多下降50%;随分层大小变化,前4阶固有频率最多下降12%.      

几何非线性机翼本征梁元素模型的高效化改进

 采用Hodges等提出的时间-空间离散化的几何精确非线性本征梁通用模型处理柔性机翼结构动力学问题时,当离散化的节点数增大时,该方法的未知数数量成倍地增长,而且方程组是严重病态的,因此数值模拟计算的速度非常缓慢。针对机翼中最常见的悬臂梁结构,根据空间离散化的边界条件,提出了空间缩聚法把空间离散差分方程缩聚为常系数矩阵格式,得到了只与时间相关的微分方程组,进一步推导得到了该方程组的雅可比矩阵,因而大大减少了方程组的数量以及求解过程的循环和迭代步数。采用Gear方法分别求解了原始的本征梁元素模型和本文提出的缩聚模型,结果表明空间缩聚模型在相同条件下可提高运算速度约5.1倍,而且对不同类型的外载荷都具有较好的通用性、稳定性和高效性。