检索结果-南通市图书馆

复杂航空装备一体化试验验证体系及关键技术研究

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

飞行力学 2024年

作者：史志富张安黄湛军西安航空学院飞行器学院西北工业大学航空学院

随着试验技术的发展和航空装备复杂度的提高，传统的基于线性逻辑的试验模式越来越不适应新时代装备发展的需求。借鉴美国一体化试验验证理论，在详细分析国外一体化试验验证技术的基础上，对比分析国内复杂航空装备试验验证存在的问题... 详细信息

随着试验技术的发展和航空装备复杂度的提高，传统的基于线性逻辑的试验模式越来越不适应新时代装备发展的需求。借鉴美国一体化试验验证理论，在详细分析国外一体化试验验证技术的基础上，对比分析国内复杂航空装备试验验证存在的问题，针对性地提出基于能力需求的复杂航空装备虚实结合一体化试验验证体系框架，研究试验验证体系中涉及的关键技术并提出对应的解决方案，为未来复杂航空装备的正向设计、快速验证和能力生成提供技术支撑。

关键词：一体化试验验证复杂航空装备虚实结合试验设计试验优化

考虑光压力和热载荷的太阳帆薄膜力学行为分析

在线全文

同方期刊数据库

学校读者我要写书评

暂无评论

宇航学报 2024年第1期45卷 74-80页

作者：陈金铎史爱明樊世超西北工业大学航空学院西安710072 北京卫星环境工程研究所北京100094

基于冯卡门板理论描述薄膜结构大变形,耦合光压力与热载荷,构建10μm量级薄膜非线性动力学主控方程。采用伽辽金离散方法和龙格-库塔推进方法数值求解方程时域解,并引入最大李雅普诺夫指数判别薄膜混沌运动。分析表明,法向光压力远大于... 详细信息

基于冯卡门板理论描述薄膜结构大变形,耦合光压力与热载荷,构建10μm量级薄膜非线性动力学主控方程。采用伽辽金离散方法和龙格-库塔推进方法数值求解方程时域解,并引入最大李雅普诺夫指数判别薄膜混沌运动。分析表明,法向光压力远大于切向光压力并抑制薄膜动力学颤振,仅计入光压力时,太阳帆膜呈静变形特征。当计入的光辐射热载荷达到临界值后,考虑切向光压力与法向光压力的薄膜都呈现动力学混沌运动。综上,光压力抑制太阳帆薄膜颤振,热载荷导致薄膜进入混沌运动。

关键词：太阳帆颤振抑制静变形光辐射热混沌运动

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

航天结构空间组装动力学与控制研究进展

力学进展 2024年第2期54卷 344-390页

作者：吴志刚蒋建平邬树楠李庆军王兴谭述君邓子辰中山大学航空航天学院工业装备结构分析优化与CAE软件全国重点实验室西北工业大学航空学院

空间组装是建造空间站、大型卫星天线、大口径空间望远镜、空间太阳能电站等大型和超大型航天结构的重要手段.然而,航天结构组装过程将面临构型增长、参数变化、轨道-姿态-结构耦合、接触碰撞等复杂的动力学与控制问题,给精准、高效、... 详细信息

空间组装是建造空间站、大型卫星天线、大口径空间望远镜、空间太阳能电站等大型和超大型航天结构的重要手段.然而,航天结构组装过程将面临构型增长、参数变化、轨道-姿态-结构耦合、接触碰撞等复杂的动力学与控制问题,给精准、高效、稳定完成组装任务带来挑战.本文介绍了大型航天结构的动力学建模方法、超大型航天结构特殊的动力学现象、航天结构空间组装过程的动力学建模研究现状;综述了航天结构在轨运行阶段的控制方法、空间组装过程的组装序列规划方法、姿态控制与振动抑制方法研究进展;总结了航天结构组装过程动力学与控制地面模拟试验中的重力卸载、缩比模型设计与试验、非线性与不确定性试验等关键技术.最后,面向未来千米量级超大型航天结构空间组装需求,针对组装过程中结构尺寸、质量和力学参数跃变等特性提出了当前研究工作中亟须解决的几类动力学与控制问题.

关键词：大型航天结构超大型航天结构航天器动力学航天器控制空间组装地面模拟试验

压电智能功能梯度夹芯结构高精度理论模型与主动控制

同方期刊数据库博看期刊评论

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

力学学报 2024年第1期56卷 130-140页

作者：张欣宇肖玉善吴振任晓辉西北工业大学航空学院西安710072 强度与结构完整性全国重点实验室西安710065 西安航空学院机械工程学院西安710065

本文发展了一种能精确预测含压电层的层合结构和含压电层的功能梯度夹芯结构力电行为的精化高阶理论.此模型位移场使用Reddy型整体-局部高阶理论,满足层间位移和应力连续条件以及自由表面边界条件;电势使用Layerwise分层理论,即对于压... 详细信息

本文发展了一种能精确预测含压电层的层合结构和含压电层的功能梯度夹芯结构力电行为的精化高阶理论.此模型位移场使用Reddy型整体-局部高阶理论,满足层间位移和应力连续条件以及自由表面边界条件;电势使用Layerwise分层理论,即对于压电层较薄的结构,电势在厚度方向可假设为线性分布.运用Hamilton原理和主动控制原理,推导了含阻尼压电功能梯度板系统的控制方程.基于精化高阶理论,构建了等几何分析方法,对压电层合结构弯曲行为进行了分析,并验证了精化高阶理论的有效性.此外,探究了铺层角度和功能梯度系数对压电功能梯度层合结构弯曲行为的影响规律,即结构中心点挠度随铺层角度或功能梯度系数增大而减小;功能梯度系数在0~5之间时,功能梯度系数对弯曲行为的影响比铺层角度对弯曲行为的影响更加显著.最后分析了无阻尼压电功能梯度板的动力学响应.当系统的速度反馈增益系数为零时,结构做无衰减震荡;当速度反馈增益系数增大时,结构震荡幅度衰减加快,衰减所需时间减少,从而实现了无阻尼结构受迫振动的振动主动控制.

关键词：精化高阶理论功能梯度板等几何分析主动控制

结合系统辨识和迁移学习的高速旋转弹气动力建模方法

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

兵工学报 2024年第7期45卷 2197-2208页

作者：季稳李春娜贾续毅王刚龚春林西北工业大学航天学院陕西西安710072 陕西省空天飞行器设计重点实验室陕西西安710072 西北工业大学航空学院陕西西安710072

计算流体动力学与刚体动力学(Computational Fluid Dynamics and Rigid Body Dynamics,CFD/RBD)耦合仿真是旋转弹飞行性能评估的常用方法之一,但由于需要进行大量CFD计算,该方法效率较低。建立一个高效、精确且泛化能力强的气动力模型... 详细信息

计算流体动力学与刚体动力学(Computational Fluid Dynamics and Rigid Body Dynamics,CFD/RBD)耦合仿真是旋转弹飞行性能评估的常用方法之一,但由于需要进行大量CFD计算,该方法效率较低。建立一个高效、精确且泛化能力强的气动力模型并以之替代耦合仿真中的CFD模块,可以大幅度提升仿真效率。针对前述旋转弹气动力建模问题,提出一种结合系统辨识和迁移学习的建模方法。给定旋转弹运动初始条件并采用CFD/RBD耦合仿真获得样本,采用自回归滑动平均方法建立原始气动力模型,同时采用长短时记忆网络建立状态预测模型。当初始条件变化不大时,原始气动力模型仍然适用;当初始条件发生较大改变时,利用迁移学习将状态预测模型迁移到该初始条件下,并预测相应初始条件下的状态参数,基于预测得到的状态参数,采用自回归滑动平均方法建立气动力模型。算例结果表明:所提方法适用于初始转速和俯仰角变化较大时对旋转弹气动力的精确建模;与直接以CFD/RBD耦合仿真结果为样本、采用自回归滑动平均方法建模相比,在精度相同时建模时间缩短了一半。

关键词：高速旋转弹气动力建模自回归滑动平均长短时记忆网络迁移学习

无参数自适应罚函数的高效代理模型优化设计方法

同方期刊数据库博看期刊评论

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

北京航空航天大学学报 2024年第4期50卷 1262-1272页

作者：张伟高正红王超夏露西北工业大学航空学院西安710072 西北工业大学翼型、叶栅空气动力学国家级重点实验室西安710072 北京电子工程总体研究所北京100854

在飞行器气动外形优化设计中,复杂约束条件导致设计空间可行域呈现不连续的特征,且理想解大多靠近约束边界,传统高效代理模型方法难以适用。研究了参考点对优化设计的影响,提出了一种考虑约束的参考点选择机制;对于最优解靠近边界的问题... 详细信息

在飞行器气动外形优化设计中,复杂约束条件导致设计空间可行域呈现不连续的特征,且理想解大多靠近约束边界,传统高效代理模型方法难以适用。研究了参考点对优化设计的影响,提出了一种考虑约束的参考点选择机制;对于最优解靠近边界的问题,罚函数法更加有效,但惩罚因子的设置对于罚函数方法影响很大,不合适的惩罚因子反而会损害优化效率,分析了优化过程中罚函数方法对惩罚因子的要求,提出了一种无参数自适应罚函数的代理模优化设计方法,引入基于样本分析的惩罚项,结合归一化目标值和约束值,在优化过程中动态调整惩罚因子,使优化能够尽可能地聚焦于可行域内,迅速收敛到最优解,实现样本的高效配置。通过带约束的函数算例和翼型优化算例证实,所提方法可以大幅提高飞行器气动外形优化设计效率。

关键词：优化设计代理模型参考点气动设计自适应罚函数

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

航空气动噪声机器学习研究进展

空气动力学学报 2024年

作者：张巧杨党国吴德松张伟伟西北工业大学航空学院西北工业大学流体力学智能化国际联合研究所飞行器基础布局全国重点实验室(西安) 中国空气动力研究与发展中心

气体流动过程会产生压力脉动诱发气动噪声，高强度气动噪声可能会产生声疲劳、声振耦合等现象降低飞机安全性能。本文从气动噪声研究背景着手，结合气动噪声获取方法，总结出气动噪声研究在试验测量和数值模拟中面临的挑战性，如声学测... 详细信息

气体流动过程会产生压力脉动诱发气动噪声，高强度气动噪声可能会产生声疲劳、声振耦合等现象降低飞机安全性能。本文从气动噪声研究背景着手，结合气动噪声获取方法，总结出气动噪声研究在试验测量和数值模拟中面临的挑战性，如声学测量结果相对单一，难与流动结构建立关联性，高精度气动噪声数据获取难等。以此为导向调研了机器学习方法在航空气动噪声研究中的应用和新进展，主要从机器学习在稀疏测点下的声场重构和机器学习方法预测气动噪声两方面展开。最后，于文末总结出机器学习方法在气动噪声研究中的局限性及其在本领域的发展趋势。

关键词：机器学习气动噪声声场重构压缩感知

褶皱缺陷对复合材料拉伸性能的影响规律:试验及数值模型

在线全文

同方期刊数据库

学校读者我要写书评

暂无评论

力学学报 2024年第6期56卷 1740-1751页

作者：凌圣博姚启王乐蓬梅杰吴振西北工业大学航空学院西安710072 强度和结构完整性全国重点实验室西安710065

复合材料层合板在制造过程中会不可避免地产生各类缺陷,纤维褶皱缺陷是最为常见的缺陷形式之一.为了探究褶皱缺陷对复合材料层合板纤维方向拉伸性能的影响,制备了不含褶皱缺陷的高强玻璃纤维复合材料试验件,以及4种含有纤维褶皱缺陷的... 详细信息

复合材料层合板在制造过程中会不可避免地产生各类缺陷,纤维褶皱缺陷是最为常见的缺陷形式之一.为了探究褶皱缺陷对复合材料层合板纤维方向拉伸性能的影响,制备了不含褶皱缺陷的高强玻璃纤维复合材料试验件,以及4种含有纤维褶皱缺陷的试验件.对制备的5组试验件进行了准静态拉伸试验,通过数字图像相关(DIC)技术测量了试验件的位移及应变.通过试验,研究了褶皱高宽比、褶皱角度对静强度及失效模式的影响.试验发现,含褶皱缺陷复合材料的静强度相比无缺陷复合材料降低40%以上,并且褶皱高宽比越大,或褶皱夹角越大,复合材料的静强度越低.与此同时,发现褶皱缺陷会显著改变复合材料的失效模式,使得原本单向纤维增强复合材料在纵向拉伸载荷作用下的炸裂失效变为纤维断裂失效和轻微的炸裂失效.此外,为了建立复合材料静强度与褶皱几何参数(高宽比和褶皱角度)之间的关系,使用多可信度机器学习算法构建了褶皱缺陷对复合材料静强度的影响模型,通过有限的试验数据预测了不同褶皱缺陷对复合材料静强度的影响规律.结果表明,构建的模型仅用极少的试验数据即可准确反应褶皱高宽比和褶皱角度对复合材料拉伸强度的影响,为研究含缺陷复合材料的力学性能提供了新方法.

关键词：复合材料层合板褶皱缺陷多可信度机器学习失效模式静强度

高应变率载荷下纯钛的非连续冲击疲劳失效模型及其微观机理

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

爆炸与冲击 2024年第1期44卷 77-85页

作者：惠煜中徐浩嘉郝宏炜沈将华西北工业大学航空学院陕西西安710072 陕西省冲击动力学及工程应用重点实验室陕西西安710072

基于传统的分离式霍普金森拉杆系统,设计了应变控制的冲击疲劳寿命测试实验,研究了冲击疲劳加载下纯钛的微观演化机制及冲击疲劳对材料宏观力学行为的影响。通过对不同冲击疲劳试验阶段的试样开展准静态力学性能测试,借助扫描电子显微镜... 详细信息

基于传统的分离式霍普金森拉杆系统,设计了应变控制的冲击疲劳寿命测试实验,研究了冲击疲劳加载下纯钛的微观演化机制及冲击疲劳对材料宏观力学行为的影响。通过对不同冲击疲劳试验阶段的试样开展准静态力学性能测试,借助扫描电子显微镜(scanning electron microscope,SEM)和电子背散射衍射(electron backscatter diffraction,EBSD)技术表征试样在不同阶段的微观组织以及冲击疲劳失效后的断口形貌,研究纯钛在冲击疲劳失效过程中的循环硬化/软化规律及其微观演化机制。结果表明:通过改变子弹长度可以实现应变控制的冲击疲劳寿命测试;Manson-Coffin疲劳寿命模型可以较好地反映纯钛的冲击疲劳寿命与应变幅值之间的关系;纯钛在冲击疲劳失效过程中表现出循环硬化的现象,这主要是疲劳过程中孪生变形引起的细晶强化和塑性变形引起的应变硬化共同作用的结果,纯钛的冲击疲劳损伤主要表现为变形能力的损失。

关键词：冲击疲劳纯钛 Manson-Coffin模型微观组织