Experimental method for and defect tolerance of fixed plate theoretical research on based on damage mechanics

An experimental method and a theoretical analysis based on continuum damage mechan- ics are applied for the defects tolerance of fixed plate. The defects type studied in this article is scratch, which is considered a typical defect on fixed plate according to the engineering practice. The general approach to the defects tolerance analysis of scratched fixed plate is presented. The method of fatigue life prediction for standard notched specimens has been established on the basis of continuum damage mechanics. For the purpose of obtaining the influence law of fatigue life in consequence of scratches, fatigue experiments of standard notched specimens and scratched specimens have been done. Evalu- ation of the fatigue life of scratched fixed plate has been carried out. And the value of scratch defects permissible to the condition of safety service life has been worked out. According to the results of the- oretical calculations, the fatigue experiment of scratched fixed plate has been performed. The outcome shows that the theoretical prediction tallies with the experimental results.     

基于物理信息神经网络的气动数据融合方法

为了解决训练传统深度神经网络对大数据的依赖问题,气动数据中包含的物理结构信息需要被充分利用。物理信息神经网络（physics-informed neural network, PINN）是一种非监督的学习算法,采用深度神经网络直接逼近流场偏微分方程的解,因此适用于气动数据的建模。然而训练PINN时,损失函数反映的是抽样点处神经网络所拟合的偏微分方程值的偏差,对于复杂的非线性偏微分方程,这一偏差不能准确反映神经网络所拟合的函数与微分方程解函数的偏差,而且用神经网络拟合初始条件和边界条件时,不可避免存在拟合误差,误差随空间和时间累计,这使PINN的建模精度相比传统的模型没有优势。为了解决这些问题,本文把PINN与流场的计算流体动力学（Computational Fluid Dynamics, CFD）仿真结果进行融合,在流场抽样点处的损失函数中增加了PINN在该点的输出与流场在该点的CFD值偏差,从而提高了神经网络的建模精度。根据CFD仿真时使用的模型,融合方式采用瞬时模式或时均模式。测试结果表明该方法能够有效提高PINN的建模精度。     

介电弹性薄膜翼型的增升效应机理

蝙蝠在低雷诺数飞行状态能够通过膜翼的主动变形使其获得高机动性和飞行效率。这种翼型主动变形的仿生特性为智能飞行器气动与控制设计提供了新的思路。本文将介电弹性高聚合物材料直接应用到了翼型的设计中,利用介电弹性体电致变形的特点提出了具有主动控制功能的介电弹性薄膜翼型。针对电活性材料结构的力学特性,引入热力学理论框架,描述力-电耦合效应。采用CFD/CSD耦合技术建立基于介电弹性聚合物材料的气动-结构-电磁耦合动力学模型,并对所提方法进行验证。研究结果表明,介电弹性薄膜翼型在攻角为14°时相对刚性翼型增升12.33%,且翼型弯度变形与振动效应对增升的贡献比为3∶2;当外加电压使得流场频率与振动频率在前两阶频率相同,且二阶主频率不小于刚性翼型流场二阶主频时,介电弹性薄膜翼型的增升效应高于10%。所提方法与研究结论为研发智能飞行器的气动分析与控制设计提供了重要的技术支撑。     

弹性变形金属的力学化学效应与腐蚀过程相关性的研究

１根据力学，热力学、电化学的原理，就弹性变形对金属热力势和电机电势的影响，从而加速金属腐蚀的问题，进行了详细的理论分析与探讨。     

超轻型Mg—Li合金

Ｍｇ－Ｌｉ合金具有高的比强度和比模量,在航天及航空等领域中具有广阔的发展前景。本文详细介绍了Ｍｇ－Ｌｉ合金的发展现状及性能改善的途径。     

确定材料概率疲劳曲线的损伤力学方法

飞机结构对可靠度要求很高,因此要获取材料的概率疲劳曲线.概率疲劳曲线试验周期长,费用高.对此,首次通过损伤力学方法,根据获取材料中值疲劳曲线所需数据确定了材料的概率疲劳曲线.结果表明,当存活概率提高时,疲劳强度将明显降低,疲劳寿命将明显缩短.本结论是从金属材料的标准试件的疲劳试验推出的,因而该方法首先适用于金属材料,同时该方法也可推广用于许多新型的复合材料.另外,试验子样愈大,置信度愈高.该方法的价值在于可以采用中值疲劳试验代替概率疲劳试验,显著地节约疲劳机时与试验成本.     

复合材料界面的微观力学行为研究单纤维拉出试验

使用一专门设计的模型制作了碳化硅／玻璃复合材料单纤维拉出试样。利用纤维拉曼峰波九偏移一纤维所受应变的近似线性关系,首先测定纤维热残余应变的分布,随后对伸出玻璃基体外的纤维段施加给定的拉伸应变,沿纤维轴向用拉曼光谱术逐点测定基体内外纤维的应变,最后依据力平衡原理将应变分布转换为界面剪切应力沿纤维轴向的分布。结果表明：在给出一实验参数下,界面传递应力长度为０．１８ｍｍ,最大界面剪切应力的位置在ｘ为０．     

等半宽高矩形盒零件的超塑性胀形力学解析

本文在粘塑性本构方程基础上,对半宽与高相等的矩形盒零件进行了超塑性胀形力学解析,对变形危险点的应变速率加以最优控制,以使材料厚度分布相对均匀,并提高了形成极限。     

一航计测荣获2007年集团公司科技奖

本刊讯 根据“中国航空工业第一集团公司科学技术奖励办法”,2007年度集团科技奖励工作经过专家实质性审查、内部公布、评委会审定和集团公司审批,共评出2007年度集团科技奖获奖项目244项。中国航空工业第一集团公司北京长城计量测试技术研究所（简称：一航计测）荣获五项奖项。其中,“动态力学量值校准理论和方法研究”获集团科技一等奖;“空间大尺寸校准技术研究”获集团科技二等奖;     

基于VxWoks的直升机飞控系统半物理仿真软件技术

开发高性能可靠的飞控计算机是直升机研制的重要一步,在试飞之前,需要对飞控系统进行全面的仿真测试.结合控制律软件设计,提出一种基于嵌入式VxWorks操作系统,结合RTW工具箱进行飞控系统半物理仿真研究的方案.详细说明了使用RTW生成实时目标代码的过程和外部模式的配置.开发了半物理仿真平台的软件,并与控制律软件、飞机模型、飞控操纵台进行联合调试.解决了RTW生成模块中信号量访问、仿真软件各功能模块优先级划分、串口数据读写等问题.最后给出了联合调试的实际仿真结果,并验证了该方案的软硬件的可靠性.可以应用到进一步的试飞工作中.