蜂窝夹芯叠层板的低速冲击损伤分析

建立复合材料蜂窝夹芯叠层板（以下简称蜂窝板）低速冲击损伤模型,应用动态有限元分析程序估算蜂窝板低速冲击损伤的发生和扩展,该程序采用２０节点等参元和弹簧元分别模拟面板和促使闪芯,该模型建立在面板的初始损伤准则（蔡－胡强度准则）和损伤扩展准则（Ｆ．Ｋ．Ｃｈａｎｇ的冲击分层损伤判据）以及本文提出的蜂窝夹芯的简化损伤准则的基础上,并进行了低速冲击损伤实验以验证模拟计算结果,比较表明预测结果与实验数据吻合较     

高可靠度的安全撞击强度公式

针对现有的临界落高测定方法存在的估计精度差、可信程度低的缺点, 建立了高置信度、高可靠度的安全撞击强度公式。该公式可以综合利用当前试验数据和以往积累的试验数据确定安全撞击强度, 从而既提高了估计精度又减少了试验费用。大量Ｍｏｎｔｅ Ｃａｒｌｏ 仿真分析表明,该式不仅可以在小样本条件下确定安全撞击强度, 而且置信度高。最后给出了一个具体应用的实例     

结构热动力响应分析有限元方法

传统的热应力分析是把热载荷当作静态或者准静态载荷来处理, 在工程实际中如果温度的变化非常剧烈, 则该方法不能满足需要, 本文提出了一种结构在动态热载荷 (包括热冲击)作用下响应的有限元求解方法, 算例表明该方法是可行的、正确的。      

三维编织碳/环氧复合材料聚能冲击性能研究

利用爆炸冲击试验对三维编织碳／环氧复合材料聚能冲击性能进行了研究,并分析了三维编织碳／环氧复合材料的聚能冲击破坏的宏观和微观破坏机理。结果表明,导爆索直接与碳／环氧接触时,碳／环氧复合材料将被破坏;在导爆索和碳／环氧之间加入橡胶,可以保护碳／环氧复合材料不被破坏。     

空间发动机系统关机过程水击现象理论分析

对空间发动机系统关机过程进行了数值仿真分析,讨论了关机过程中系统管路内的水击现象,以及多推力室发动机系统工作状态、阀门响应特性等因素对水击现象的影响。     

激光—多普勒弹射冲击速度校准方法

介绍了采用激光－多普勒振干涉系统绝对复现大位移、宽脉冲的冲击加速度量值的方法,说明了干涉系统的构成及原理。这种方法适合于长距离干涉测量和动态干涉测量。     

挖补参数对低能量冲击损伤层合板修理性能的影响研究

为探索层合板低能量冲击损伤挖补修理参数及其对修理性能的影响,采用两种冲击源对T700/DS1202层合板进行了冲击试验,并进行挖补修理,测试修理后的压缩强度。结果表明：无论是何种冲击源,采用阶梯形挖补修理工艺,强度恢复率均可达79.9%以上。但在同等冲击能量等级下,锥形冲击源造成的损伤,修理后强度恢复率较低。同时,单面挖补工艺的强度恢复率更高,修理质量更稳定,压缩破坏形式以基体和纤维的压缩为主;双面挖补工艺易产生应力集中,强度恢复率低,质量稳定性差,压缩破坏形式以分层为主。     

航空齿轮激光冲击强化残余应力场仿真计算研究

对高强度航空齿轮齿根激光冲击强化数值仿真计算进行研究,提出激光冲击压力的数值计算方法,建立考虑激光入射角度的航空齿轮单齿的激光冲击强化有限元模型。仿真计算齿根处表层齿宽方向残余应力平均值为–603.97 MPa,与试验测得的齿轮齿根处表层齿宽方向残余应力数据平均值相差0.15%。通过仿真试验,揭示了齿轮齿根区域残余应力分布与激光脉冲能量、搭接率以及光斑半径之间的关联规律。结果表明,同深度层、齿宽方向残余压应力平均值大于齿廓方向残余压应力平均值。提高激光脉冲能量或搭接率均可提高表层残余压应力平均值,但提高激光光斑半径会降低表层残余压应力平均值;提高激光搭接率可以有效降低表层残余应力分布中的应力起伏现象,但过高的搭接率会大幅降低强化工艺效率,实际搭接率不应超过0.8。     

基于精确反馈线性化控制的永磁同步电机低速运行特性研究

针对永磁同步电机(PMSM)低速运行时的速度跟踪精度差,使用输入输出精确反馈线性化控制,以探索高精度的PMSM低速运行控制特性。为了获取更好的精确控制性能,首先采用微分同胚变换和反馈线性化理论得到PMSM的输入输出精确反馈线性化的解耦模型,然后基于其解耦模型,实现了PMSM低速运行时的精确控制。仿真和试验结果表明:该方法能够快速跟踪负载转矩和指令速度,具有过冲小、静态误差小、鲁棒性强、控制精确性高等优点。     

低速风洞飞行器模型编队飞行绳系并联支撑机构

设计了一种用于飞行器双机编队飞行的风洞试验模型绳系并联支撑机构,模拟在周边有障碍物的有限空间通道中的飞行运动。以直升机为例,根据工况参数设计了双绳牵引并联机构作为飞行器模型的支撑,建立了基于可移动的滑轮铰点与直升机模型编队协同飞行的运动学模型,对系统的静刚度进行了分析,并通过试验验证了旋翼转动对该绳系支撑系统动刚度的影响,给出了在有限空间通道中模拟双机编队飞行与着陆过程中绳与绳之间、绳与模型之间的干涉算法,并对该支撑机构的绳系结构进行了干涉分析。结果表明,所设计的支撑机构能有效解决模拟飞行器模型双机编队在有限空间中飞行运动时的支撑干涉问题,而且系统刚度达到低速风洞试验的稳定性要求,是低速风洞中支撑飞行器模型进行编队飞行试验的有效解决方案。