三维弹塑性接触问题的边界元法

将边界元法发展用于解决三维弹塑性接触问题,推导了无摩擦的三维弹塑性接触问题的积分方程,讨论了其数值解技术。数值结果与有限无法的数值结果对比表明,所发展的方法是成功的。     

用于平板智能复合材料的拟温度载荷法

针对探测和控制裂纹扩展的平板智能复合材料结构特点, 提出和建立了一新的应力分析方法--拟温度载荷法, 并且利用此方法对所设计的几种不同的结构模型进行了理论分析。通过试验证明了该计算方法的正确性, 该计算方法的提出和建立, 为进行控制裂纹扩展的智能材料结构研究和应用奠定了重要的理论分析基础。      

歼击机发动机设计载荷剖面的相似转换法

本文提出了获得歼击机发动机载荷剖面的相似转换法。通过应用飞行力学基本方法,以推力作为转换的核心,可以由一种实测的基准机剖面得到其它类似机型的剖面。本文提出的方法在实际工程中已得到应用。      

星载高光谱成像系统发展综述

高光谱遥感技术通过记录地表物体在多个连续波段下的光谱信息,实现高精度的地球观测与分析。为了获取更多地物目标的细节信息,研究人员提出了对高光谱成像系统各项参数指标的新要求,国内外开展了大量相关研究。随着卫星技术的成熟,高光谱遥感平台从最初的机载平台逐渐发展到星载平台,促进了高光谱遥感图像在地质、农林业、环境监测等领域的广泛应用。目前,多数光谱成像系统选用传统的光学器件来实现分光,将计算光学与高光谱遥感结合,有利于集成更紧凑便捷的成像系统。文章首先介绍了高光谱成像系统的主要类型和原理,随后对近30年来典型的星载高光谱成像系统及载荷进行了综述,梳理了典型国内外星载高光谱成像系统的发展现状,并对不同国家成像系统的性能指标进行了对比分析,总结了相应的发展历程,并对未来星载高光谱成像系统的发展作出了展望。     

改进升力线理论和风洞试验结合的气动弹性修正方法

本文介绍了一种基于亚音速稳态定常流改进升力线理论与风洞试验相结合的大展弦比亚音速飞机的弹性翼面气动力分布载荷修正方法,设计目的是为了考虑具有大展弦比、弹性翼面结构的飞机翼面结构弹性变形对气动载荷分布的影响。     

铝锂合金同异质自冲铆接头静力学性能研究

以1420铝锂合金(AL1420)为载体制备其同质及其与H62铜合金(H62)、Q215镀锌钢(Q215)和TA1工业纯钛(TA1)异质单搭自冲铆接头。通过静力学试验分析各种接头的静失效载荷及能量吸收性能;就其失效模式分析推断其宏观失效机理。结果表明:TA1-AL1420接头静失效载荷最高,Q215-AL1420接头能量吸收性能最强;除TA1-AL1420接头外,其余各组接头失效位移呈现出的大小规律与能量吸收值的高低规律一致。当上下板材屈服强度相差不大时,接头的失效模式均为下板与铆钉分离;相差较大时,主要以屈服强度较低板断裂失效。     

基于渐近均匀化的梯度加筋板结构优化设计

梯度加筋板结构以其优异性能广泛应用于航空航天、汽车和交通等领域。针对梯度板的渐变结构导致均匀化及两尺度优化设计计算量过大及效率过低的问题,本文采用机器学习方法搭建以微结构变形参数为输入、等效刚度系数为输出的人工神经网络,实现等效刚度的高效预测。在优化过程中,本文引入表征单胞变形的单元设计变量,实现梯度板局部变形的显式控制,并引入映射函数节点设计变量,保证优化过程中单胞的局部变形与映射函数一致,方便两尺度优化结果解耦。数值算例验证了本文方法的有效性和正确性。     

风致内压对大跨屋盖风振响应的影响

本文利用气体质量守恒原理与气体状态方程推出了考虑风致内压的大跨屋盖风振响应的三阶动力微分方程,并给出了其稳态频响函数的表达式,通过数值算例分析了风致内压对大跨屋盖风振响应的影响.研究表明:考虑风致内压在本质上是给屋盖附加了随特征频率变化的气承刚度与气动阻尼,对于正常封闭建筑采用不考虑风致内压的频域分析法是偏于保守的;对于给定设计风速,任何建筑必存在一个最优孔隙率,会使大跨屋盖的风振响应达到最小,因而合理设置墙面孔隙是大跨屋盖最为有效的气动减振措施.     

金星着陆器载荷舱热控系统设计研究

针对金星高温环境,提出了一长寿命金星着陆器的载荷舱热控系统设计方案。研究了载荷舱热控系统的热载荷、载荷舱、制冷方案和热平衡。优化设计后的载荷舱结构承压性能不变,且质量减小,特别是在主动制冷失效时,在被动热控下可保证电子设备工作寿命大于2h,采用斯特林循环技术是着陆器实现长寿命的关键。基于初步的着陆器载荷舱构架,对热控系统进行了热平衡分析。研究结果表明:该热控系统设计方案能满足载荷舱在金星表面长期探测任务的需求。     

空间站梦天载荷舱结构设计与验证

针对天宫空间站梦天载荷舱提出了采用一种含大开口的半硬壳铆接结构,实现了结构承载、载荷进出舱及载荷试验平台一体化设计。采用数值仿真的方法,考虑主动段飞行及地面整器起吊载荷等因素的影响,进行了结构强度迭代分析,识别结构的潜在薄弱环节,并开展针对性的局部结构验证试验。最后,设计并建立大开口结构的全工况静力试验平台,开展载荷舱整舱静力试验。数值计算与试验所得结果吻合较好,验证了载荷舱大开口结构设计的正确性。载荷舱结构的设计方法及验证思路可为其他飞行器结构提供参考。