星箭连接界面处环形分布动载荷识别

提出一种基于卫星结构响应的环形分布动载荷识别方法。首先基于脉冲响应函数,在时域内构建激励与响应之间的传递关系;进一步,利用B样条函数表示动载荷的环形分布函数,并结合卫星结构有限元模型和结构测点加速度响应,识别了动载荷的分布函数及其时间历程。以某卫星模型开展数值仿真研究,结果表明：在不同噪声水平,响应测点数以及B样条控制点数的情况下,本文所提出的方法能够准确识别卫星结构所受分布动载荷。本文方法能够为实际飞行情况下卫星载荷环境评估提供理论支撑。     

一种基于二次分配的测试性指标分配方法

针对现有主流测试性分配方法均为一次性分配,缺乏必要的反馈和修正,一旦有单元分配指标过高无法实现,会导致系统指标也无法实现的问题,提出了一种基于二次分配的测试性指标分配方法。利用基于反正切函数的改进故障率分配法实施初次分配,由单元开展测试性初步设计和预计,基于单元测试性指标预计结果判断是否需要实施再次分配,如需要再次分配,则基于单元相对难度系数的修正函数,对指标偏高/偏低的单元实施再次分配,得到最终分配结果。通过仿真算例和实例验证了二次分配方法的有效性和先进性。     

基于实测频响函数反推管路卡箍支承刚度与阻尼

为了有效创建航空发动机管路系统动力学模型,需要获得动载荷作用下管路卡箍支承刚度及阻尼。提出一种基于实测频响函数(FRF)反推卡箍支承刚度及阻尼的方法。确定了针对单管路双卡箍支撑系统的反推辨识流程;利用自编有限元创建了该管路系统的动力学模型,并给出了求解频响函数的方法;进一步,提出了基于灵敏度的卡箍支承刚度和阻尼反推辨识算法;以典型管路卡箍为例,用所提出的方法辨识出了该卡箍的支承刚度和阻尼。将辨识值回带到理论模型中,发现仿真及实测固有频率及相对应的频响函数偏差均小于9%,从而证明了研发的辨识方法的合理性。另外,辨识结果也表明卡箍的刚度及阻尼具有频率依赖性,且水平及竖直方向存在差异。      

镍基单晶高温合金DD6气膜孔热机械疲劳试验

涡轮冷却叶片气膜孔边存在大应力梯度,且服役时承受交变的机械载荷和热载荷,热机械疲劳（TMF）是其主要失效模式。通过开展带气膜孔和不带气膜孔的薄壁圆管试件TMF试验研究了气膜孔对镍基单晶高温合金TMF寿命的影响。结果表明最大循环应力在300~500 MPa应力范围内,循环应力幅值与镍基单晶高温合金TMF寿命呈现良好的对数线性关系,且气膜孔导致镍基单晶高温合金TMF寿命下降可达82.5%。继而完成了横向取向分别为〈010〉、〈110〉方向的气膜孔模拟件试验,结果表明气膜孔取向为〈110〉时寿命最短,仅为〈010〉取向的40.0%。最后开展了不同制孔工艺下的气膜孔模拟件试验,结果表明激光制孔气膜孔模拟试件寿命仅为电液束制孔气膜孔模拟试件的54.0%。气膜孔模拟件断口分析表明:TMF裂纹均萌生于气膜孔边,源区氧化严重;裂纹沿着大致与气膜孔边垂直的方向扩展。      

基于非线性抗扰滑模控制的永磁同步电机直接转矩控制

针对永磁同步电机(PMSM)内部参数不确定和外部干扰未知的问题,提出了一种基于非线性光滑扩张状态观测器(ESO)的非线性控制方法。通过引入非线性光滑函数设计了ESO,实现了对PMSM内部和外部不确定因素的观测,并把观测结果实时补偿给非线性控制器,有效提高了电机的动静态性能和抗扰能力。采用基于非线性光滑函数的滑模控制器替代传统直接转矩控制中的滞环控制器,有效地削弱了转矩和磁链的抖振和脉动。仿真结果表明所提方法响应速度快、稳定性好、抗扰能力强,是一种鲁棒性强的控制方法。     

TBCC旋流燃烧涡扇模态下的流动特性研究

为减小整流段和钝体造成的损失,针对涡轮基组合循环发动机(TBCC)燃烧室,基于离心力燃烧加速火焰传播的机理,通过数值模拟方法研究了不同旋流进口位置、旋流角度及其组合方式下的流场特征,以及不同燃油喷射粒径在离心力场下的油雾场分布特性。研究发现:相比于单一位置的旋流进口及旋流角度,利用不同旋流位置及不同旋流角度的组合方式,总压损失虽然有所增大,但切向速度衰减较快;对于不同的燃油喷射粒径,70μm粒径的油珠相比于50μm的受到的离心力较大,所需掺混距离缩短,其油雾分布特性更符合燃烧室温度分布要求。     

关于复合材料层合板结构力学性能数值仿真架构的讨论

纤维增强树脂基复合材料(Fiber reinforced plastic,FRP)层合板结构力学性能仿真的关键在于材料损伤机理的准确描述,以完整构建材料内部损伤场在整个能量传递历程中的渐进演化。损伤场、材料属性场、应力应变场在循环迭代中相互转化,将此三场间的逻辑体系进行综合构建,就形成了FRP数值仿真体系的基本架构。材料本构、非线性求解、损伤起始准则、损伤演变准则、网格尺度及就位效应是该仿真架构的核心模块。本文对各核心模块进行了汇集和梳理,并给出优选的模块搭建方案。最后通过算例验证了所提出的FRP力学性能仿真架构及其优选搭建方案的合理性及有效性。     

基于聚类状态主控边界点的单调多态关联系统可靠性分析

鉴于组成系统单元的多状态单调关联性特征,将多元离散函数理论引入描述系统状态结构函数,发展了控制状态等价类主导状态向量的状态等价类主控边界点的逻辑方法,推导了多态单调关联系统的状态结构函数、可靠性和期望状态表达式;面向顾客的需求偏好,将负效用函数嵌入系统平均性能效用模型;鉴于元件状态引起的计算复杂性,提出了集合运算的德摩根律法和新型的框图式算法,简化了系统可靠度的表达式。结合某型航空发动机的简化演算,验证了主导等价类向量方法和框图算法的合理性与有效性,为工程系统的可靠性设计和可靠性管理提供理论依据。     

基于非标准Lagrange函数的动力学系统的广义能量积分与Whittaker降阶法

研究基于非标准Lagrange函数的动力学系统的广义能量积分和Whittaker降阶方法。首先,基于指数Lagrange函数和Lagrange函数幂函数两类非标准Lagrange函数,定义了相应的Hamilton作用量,建立了该系统的Hamilton原理,给出了系统的Lagrange方程。其次,利用系统的Lagrange方程,建立了基于非标准Lagrange函数的广义能量积分存在的条件及形式。然后,将著名的Whittaker降阶法加以推广,得到了基于非标准Lagrange函数的动力学系统的Whittaker方程。最后,以算例验证了本文结果。     

前缘水平投影可控的乘波体设计方法研究

结合流线追踪技术和密切面混合函数提出了一种前缘水平投影可控的乘波体设计方法,并完成了前缘水平投影为超椭圆的乘波体(Waverider-F)和超椭圆前缘转超椭圆后缘的乘波体(Waverider-FT)设计。二者具有较高的容积效率,前缘对应的轴向投影近似为余弦曲线。通过数值仿真验证了设计方法的有效性,设计点时Waverider-F的乘波特性良好且保持了基准流场的特点,Waverider-FT前部完全乘波,后部两侧诱导激波使流场变形且形成高压区,接力点时二者的乘波特性也较好。另外,二者具有较高的升阻比和预压缩效率,设计点时无粘升阻比分别为3.46和2.88。与Waverider-F相比,Waverider-FT的升力、阻力和出口增压比都明显增加,而升阻比、俯仰力矩和出口总压恢复系数降低。有粘条件下,设计点的升阻比由2.91降为2.41,对应的出口总压恢复系数降低了5.8%。