飞机典型复合材料加筋壁板结构稳定性及破坏强度分析

为考察飞机典型复合材料加筋壁板结构的稳定性及破坏强度,本文将计算在轴压载荷下,复合材料加筋壁板结构的失稳载荷及破坏载荷。通过对稳定性试验、有限元计算、工程算法3种方法结果的比较,摸清复合材料加筋壁板在轴压载荷下的稳定性和极限承载能力,找出壁板失稳规律,为今后的复合材料加筋壁板稳定性计算提供理论依据。     

SIMPLIFYING AND CONDENSING A SET OF RANDOM SPECTRA FOR TRANSPORT

ＳＩＭＰＬＩＦＹＩＮＧＡＮＤＣＯＮＤＥＮＳＩＮＧＡＳＥＴＯＦＲＡＮＤＯＭＳＰＥＣＴＲＡＦＯＲＴＲＡＮＳＰＯＲＴＺｈａｎｇＢａｏｆａ；ＦｕＸｉａｎｇｊｉｏｎｇ（ＩｎｓｔｉｔｕｔｅｏｆＳｔｒｅｎｇｔｈ，ＮｏｒｔｈｗｅｓｔｅｒｎＰｏｌｙｔｅｃｈｎｉｃａｌＵ...     

河南省上市公司激励机制与公司绩效应证研究

对河南省上市公司经营者激励机制与公司绩效关系进行了如下研究：上市公司绩效与现有经营者持股比例和年度的报酬是否相关，上市公司效益规模和国家股比例的高低是否会对这种相关性的影响，造成现有经营者持股比例和年度报酬与公司绩效之间关系的原因分析。最后，提出相应建议。     

基于VVPM/CA耦合的旋翼非定常载荷计算

为了提高旋翼非定常载荷计算精度,将基于黏性涡粒子方法(Viscous vortex particle method,VVPM)的尾迹计算引入至旋翼综合分析(Comprehensive analysis,CA)中,建立了一个新的旋翼VVPM/CA耦合计算模型。该模型中,旋翼VVPM基于第一性原理,可模拟尾迹的畸变和扩散而不引入经验参数,而旋翼CA则可以有效地进行桨叶弹性变形及非定常载荷计算,通过采用松耦合策略,可以高效地实现两者的信息交换。在此基础上,以SA349/2直升机为算例,针对其低速和高速两种典型前飞状态进行了深入分析,计算表明,本文建立的VVPM/CA耦合分析可以有效地预测旋翼尾迹形状及非定常载荷。     

结构高频载荷识别的统计能量分析法

提出了结构高频载荷识别的统计能量分析法,给出了多子系统受激情况下,结构子系统输入功率识别的步骤和方法.对一个板壳组合结构系统的高频载荷识别分别进行了AutoSEA2仿真和实验研究.仿真与实验结果表明:采用所述方法,能很好地识别出单激励和多激励下结构子系统的输入功率.研究工作为工程结构的高频载荷识别提供了理论参考.      

DIS系统中的DR算法与参数递推

DIS 作为一项现代仿真技术,在多兵种、多种武器平台的联合作战仿真与训练演习方面有着极其重要的作用,而DR技术是构造DIS系统的关键技术之一.本文首先介绍了采用DR技术的意义及特点,以及通常采用的DR算法.然后介绍一种本文采用的参数递推算法.这种算法基于二阶传递函数思想,含有自然频率和阻尼系数这两个特征参数,特征参数可由前三帧的状态值实时计算得到.文章最后对算法优劣进行了评价,并给出了仿真运行结论.     

随机谱下疲劳裂纹扩展的等损伤模型

本文对预测随机谱下疲劳裂纹扩展寿命的等损伤模型进行了较为系统的研讨，在损伤等价原则下导出5种不同形式的等损伤模型，并利用两种材料在两种谱型和两种应力水平下的疲劳裂纹扩展试验数据对其评估。结果表明：对于一般过载效应不强的随机型载荷，等损伤模型的预测精度足以满足工程要求；等损伤模型形式上的不同不会明显影响预测结果。本文还研究了经跑道计数法浓缩处理的简化谱对寿命预测结果的影响。     

三维浅交弯联机织复合材料弯曲性能的有限元分析

借助Pro/Engineer绘图软件,建立三维浅交弯联机织复合材料及弯曲压头的结构模型,进行弯曲性能研究。借助ANSYS Workbench有限元软件,探究复合材料在5 mm弯曲位移载荷作用下纤维、树脂和复合材料的应力、应变分布,并对复合材料的破坏模式进行预测。结果表明:三维浅交弯联机织复合材料在弯曲载荷的作用下,试样与上、下压头接触处最容易发生弯曲破坏;三维浅交弯联机织复合材料在承载弯曲载荷时,增强体纤维起到主要承载作用,树脂基体起次要承载作用;在5 mm的弯曲载荷作用下,复合材料的破坏模式主要是树脂的破碎。     

挡板对液体推进剂晃动力的影响

研究了全尺度重力探测卫星－Ｂ贮箱对于安装档板和不安装挡板情形下液体推进剂晃动的液体动力特性。结果显示,以重力瞬变加速度和重力梯度加速度为作用力的轨道加速度使液体推进剂产生了晃动,安装挡板使晃动幅度减小。由于推进剂在贮箱中上下运动的同时伴随着左右运动而产生了作用于贮箱上的力,通过液体推进剂与贮箱壁面的应力关系计算了作用在贮箱上的力。计算模拟结果显示,挡板产生的阻尼在减少流体晃恸 的同时也减少了流体作     

前飞状态旋翼桨毂载荷实测及计算

利用旋翼模型试验装置在４．２５ｍ×５．１ｍ风洞中进行了前飞状态旋翼模型试验研究。测量了两种前进比下，２ｍ直径４叶桨叶铰接式旋翼在不同的总距扰动及不同的正弦周期变距扰动时的桨毂力和力矩，建立了前飞状态旋翼桨毂载荷的分析方法，引入了动力入流模型。计算与试验值吻合较好。总距扰动时，动力入流影响很大，周期变距扰动时，动力入流影响较小。