金属基体复合材料圆锥壳的材料参数识别及动力学敏感性研究

目的 研究以金属作为基体的碳酚醛复合材料圆锥壳的动力学特性,基于模态实验建立复合材料参数优化识别方法。方法 通过建立金属基体复合材料圆锥壳结构的动力学模型,表征各层材料参数对结构动力学特性的影响。开展典型铝合金-环氧胶-碳酚醛圆锥壳自由模态实验,在模态实验结果基础上,采用数值仿真开展复合材料参数识别,并采用响应面优化法研究获得材料参数的全局最优解。最后,开展结构模态对复合材料参数的敏感性分析。结果 基于拉丁超立方抽样和多项式代理模型,建立了多层复合圆锥壳的高效代理模型。对于[0, 90]S铺层的复合材料圆锥壳结构,前5组模态频率参数对E11最敏感,对v23最不敏感,剪切模量的影响介于拉伸模量及泊松比之间。结论 建立了针对各向同性-正交各向异性材料组合的多层复合圆锥壳结构的动力学模型及参数识别方法,可为结构动力学设计提供参考。     

基于弹性模型的飞机操纵动响应分析

目的 更好地研究飞机在操纵情况下的机体载荷和机体响应,同时验证动态响应分析模型和方法。方法 以某型飞机突风载荷分析用的动气弹仿真模型为基础,考虑机体弹性修正和气动模型修正,梳理试验试飞的舵偏数据,利用MSC软件的动气弹仿真分析模块,将试飞的舵偏数据作为输入信号,开展舵面操纵情况下的机体响应仿真,并将飞机操纵情况下的机体响应分析结果与试验试飞结果进行对比。结果 经过仿真和对比分析可以发现,分析数据和试飞数据整体吻合较好,能够较好地表征飞机的气动特性和结构动力学特性,同时在分析数据和试飞数据中均有比较明显的机体弹性响应成分。对于弹性飞机而言,除操纵造成的机体刚体响应外,机体弹性会带来额外的振动响应,对于特定的部位,这种振动可能是不可忽略的,需要根据具体情况进行详细分析。结论 这种振动响应对飞机操纵、乘客舒适性是否会产生不利影响,需要进一步开展研究工作。     

内嵌式蒙皮散热器气动阻力影响研究

目的 开展内嵌式蒙皮散热器对小型飞行器气动阻力影响研究,探明气动阻力产生的原因及影响因素。方法 利用数值仿真技术,对气动阻力增大的诱因进行理论分析,分别研究蒙皮散热器引流口半径、导流口半径和翅片厚度等结构参数对飞行器气动阻力及散热性能的影响,进而平衡蒙皮散热器散热能力和飞行器气动阻力等设计指标。结果 配置蒙皮散热器为电子设备提供热沉会导致小型飞行器气动阻力增大,原因是配置散热器诱导产生了额外的压差阻力和摩擦阻力。结论 增大引流口、导流口半径可减小压差阻力,增加翅片厚度,则可减小摩擦阻力,进而减小飞行器气动阻力。增加翅片厚度,可使气动阻力减少20%以上,同时也会导致传热性能的显著降低,增大引流口、导流口半径则可在一定程度促进传热。     

空气作用张开式尾翼设计及仿真

目的 适配发射过程无火药气体且弹丸不自旋的电磁发射技术,设计一种直接由空气作用的张开式尾翼。方法 该尾翼预制斜角,通过进气道气流在斜面上产生的压差,推动尾翼绕螺钉打开。采用动网格技术耦合流体控制方程、六自由度(6DOF)方程,对不同马赫数下尾翼张开过程进行仿真。结果 设计的空气作用张开式尾翼在流场作用下可以正常张开,来流流速为2、3、4马赫时,张开耗时分别为4.7、3.7、3.1 s。结论 该空气作用张开式尾翼方案设计有效。马赫数越高,张开过程耗时越短。迎风面积显著影响尾翼张开过程。     

旋转尾翼火箭测试平台平衡滚速分析与弹道设计

目的分析旋转尾翼对火箭测试平台平衡滚速的影响,基于旋转尾翼式火箭测试平台开展飞行弹道设计。方法以旋转尾翼火箭测试平台为例,分析旋转尾翼、箭体和滚动轴承间的受力,建立旋转尾翼火箭测试平台箭体和尾翼滚转通道动力学模型,分析旋转尾翼不对称性、不同摩擦力系数时旋转尾翼对平台箭体平衡滚速的影响关系,并以倾斜有轨发射旋转尾翼火箭测试平台为例,开展弹道设计与仿真。结果采用旋转尾翼设计,当滚转等效舵偏较大时,能够降低固定尾翼平台平衡滚转。随着滚转等效舵偏的增加,箭体的平衡滚速不会持续增加,箭体的平衡滚转速度将稳定在4.4 rad/s左右。旋转尾翼轴承摩擦力系数显著影响旋转尾翼对箭体平衡滚速的抑制作用。经过弹道设计仿真,箭体的平衡滚速为4.01rad/s,满足试验载荷对转速的需求。结论旋转尾翼能够有效抑制箭体的平衡滚速,基准弹道设计满足飞行试验要求。     

基于灰色关联分析的芯片布局和散热器结构参数优化

目的 降低芯片工作温升,提升芯片的热可靠性.方法 利用CFD仿真工具,搭建多芯片共用散热器的热仿真分析模型,确定不同方案的芯片结点温升.以芯片横向和纵向间距、散热器基板厚度、翅片高度、翅片厚度、横向翅片间距、纵向翅片数等7个结构参数与芯片温升之间关系为研究对象,以降低芯片结点温升为优化目标,通过灰色关联分析,筛选出主要影响因素,并利用响应面回归分析优化.结果 其中4个因素的灰色关联度大于0.6,是影响芯片温升的主要因素,排序为纵向翅片数>基板厚度>芯片横向间距>翅片厚度;横向翅片间隔、翅片高度、芯片纵向间距为次要因素.进一步通过响应面分析优化获取了最终组合优化参数,芯片纵向间隔为15 mm,翅片高度为18 mm,翅片间隔为6 mm;芯片横向间距为104 mm,基板厚度为11.2 mm,翅片厚度为1.13 mm,纵向翅片数为10,芯片组最大温升为48.959℃.结论 灰色关联分析能较好地用于散热多因素影响分析,与响应面回归分析相结合,可以构建出较高精度的回归预测模型,该研究为多芯片共用散热器的布局和结构方案评估和优化提供了参考.     

筒形件无压边圈拉深工艺参数优化设计

通过对筒形件极限拉深系数的影响因素进行分析 ,确定合适的凸凹模圆角半径是提高拉深件质量的重要途径 ,将塑性理论和优化算法相结合 ,以筒形件达到最小的极限拉深系数为优化目标 ,对筒形件无压边圈拉深工艺参数优化设计进行了研究。并且通过具体算例证明了所采用的优化模型及算法是有效的     

雌二醇降解菌Acinetobacter sp.DS1的筛选及降解条件优化

筛选并鉴定出1株雌激素降解菌Acinetobacter sp.命名为DS1,对DS1降解17β-雌二醇实验条件进行优化,使用响应面法(RSM)对降解过程中底物浓度、接种量、培养温度和p H值进行了分析,构建响应面模型,并对反应条件进行优化。优化最佳降解条件为:17β-雌二醇量5.10 mg/L;接种量7.5%;p H值8.7;温度27℃。并进行试验验证,结果接近,响应面模型可有效描述降解过程,为降解工程应用和设计提供技术参考。     

有源相控阵天线的瞬态热分析方法研究

目的在保证一定计算精度的前提下,减少有源相控阵天线瞬态热仿真分析的计算时间。方法使用正交分析方法分析一类毫米波T/R组件中的器件位置、T/R组件尺寸等相关参数。使用极差分析和因素效应分析的方法,分别指出影响简化模型计算精度的几个参数,同时给出可保证一定精度的参数范围。结果采用所研究的简化方法,对组件和天线阵面均进行了仿真试验对比,结果表明,单个组件温度响应的实测结果和仿真分析结果误差低于11%。采用详细建模的T/R组件和简化的T/R组件进行天线全阵建模的结果最大误差为5.1℃,最小误差为1.2℃。结论在W/d0.8的前提下,对组件中的芯片进行整体建模的简化,其仿真计算的精度无论对于单个组件还是天线阵面的计算均完全满足工程设计需求。     

爆炸螺栓分离对热防护系统冲击响应分析

目的考察在爆炸螺栓分离过程中,作用在TPS(热防护系统)上的冲击响应是否会导致其破坏,从而影响航天器飞行安全,对过程进行数值仿真分析。方法提出四阶段仿真方案,基于MSC.Dytran软件,采用流固耦合方法对爆炸螺栓分离过程进行动力学仿真;根据单个爆炸螺栓地面分离试验的结构进行建模和分析,获取结构响应曲线;再根据实测的冲击响应数据,对爆炸过程中炸药及JWL方程的参数等设置进行调整,获取准确爆炸螺栓的分析模型;最后应用于对真实结构中TPS(热防护系统)在分离过程里受爆炸螺栓冲击响应的动力学分析与评估。结果通过参数调整,获得的仿真模型与爆炸螺栓地面分离试验实测结果一致,证明了仿真模型的有效性和四阶段仿真方案的可行性。结论提取的真实结构爆炸螺栓分离过程中作用在TPS(热防护结构)上的最大加速度响应曲线,可用于指导TPS(热防护系统)的设计。     

飞机颤振试飞操纵面脉冲激励响应仿真方法研究

目的实现颤振试飞操纵面脉冲激励响应仿真,预测操纵面脉冲激励结构响应。方法提出一种飞机颤振试飞操纵面脉冲激励响应仿真方法。该方法以飞机结构动力学有限元模型为基础,建立颤振试飞气动力模型和操纵面脉冲激励力模型。结果以上述模型为基础建立的飞机颤振试飞操纵面脉冲激励响应仿真模型,实现了颤振试飞操纵面脉冲激励响应仿真。首先建立了带副翼单机翼模型操纵面脉冲激励响应仿真模型,并实现了激励响应仿真分析,得到了结构响应幅值。结论开展了全机模型操纵面脉冲激励响应仿真分析,并将仿真结果与飞行试验结果进行对比,两者结果基本一致,验证了该方法的有效性。     

再入环境测量火箭测试平台总体设计与关键技术

目的研究弹头再入飞行时表面的脉动压力等参数特征及变化规律,借助火箭测试平台飞行试验,同步获取自由飞行状态下载荷段外部脉动压力、时均压力、温度与内部结构振动、冲击响应数据,认识和预测脉动压力载荷与结构响应的相关性,同时为结构响应等效的数值模拟验证提供支撑。方法根据飞行试验测试的目的和要求,计算火箭测试平台的总体参数和设计系统组成,开展总体设计技术、测试系统设计技术、防热设计技术、气动弹道设计技术等关键技术研究。结果设计了再入环境测量火箭测试平台,并完成了地面试验验证,用于开展飞行试验,获取典型再入环境下的气动力热数据、弹道参数和结构响应数据。结论通过地面试验,验证了再入环境测量火箭测试平台总体设计的正确性和系列关键技术的有效性。     

远程火箭弹高弹道飞行温度环境分析

目的在不采用防热涂层的前提下,为满足远程火箭弹高弹道飞行的防热需求,提出增加壳体厚度的设计思路。方法通过弹道耦合的气动加热计算,分析不同材料、不同厚度壳体的弹头壁面在飞行过程中的温度变化情况。结果壳体厚度达到20 mm以上时,铝、钢、铜三种材料壳体的外壁面温度均低于150℃,而相同厚度的壳体,钢壳的降温能力最强。结论增加壳体厚度可以有效降低弹头壳体壁面温度。     

陶瓷防热瓦间缝隙气动加热规律研究

在分析缝隙内部流动特征的基础上,利用CFD技术对瓦间缝隙气动加热的参数影响规律进行了研究,着重探讨了来流马赫数、攻角、缝隙宽度、倒角半径及瓦间台阶因素对缝隙内部热流分布的影响。研究结果表明,缝隙内部热流呈U形分布,缝隙内部热流随着马赫数的增大而减小,随着攻角、缝隙宽度、倒角半径、瓦间台阶的增大而增大。     

弹箭外表面接插件高温高湿度耦合环境试验方法研究

目的 在地面条件下更真实地模拟弹箭外表面电器接插件在雨、雪、雾等高湿度条件下的飞行环境,方法利用数值分析方法,通过综合对比相同喷嘴结构下不同出口尺寸的外流场形态、不同压差下喷嘴出口流量等计算结果,确定喷口尺寸和工作压力.通过涡流黏度云图,确定接插件与喷嘴的相对位置关系.通过建模对喷淋方案进行效果预测后,搭建配套试验系统,并在石英灯加热器热辐射环境下开展高温高湿度耦合环境实效模拟试验.结果 试验中加热条件能够满足飞行过程中的表面温度及总加热量要求,水气环境模拟达到1.82 mm/min条件.试验后,对参试产品进行阻值测试、剖面碳化层厚度测量和热解产物分析,表征电气特性良好.结论 所述试验方法能够同时有效模拟高温高湿度飞行环境,能够对雨、雪、雾等高湿度条件下的接插件产品的飞行可靠性进行有效评估.     

高超声速钝锥等离子体鞘套电波传播特性研究

目的改进现阶段地面指控站对临近空间高超声速飞行器的通信和测控效果。方法采用计算流体动力学技术模拟钝锥体在不同高超声速飞行条件下的头身部绕流流场特性,并运用相关公式建立钝锥等离子体鞘套电磁模型。然后运用改进的移位算子时域有限差分方法计算电磁波经过等离子体鞘套的传播特性。结果计算结果表明,电磁波在等离子体鞘套内的传播特性在频率处于最大等离子体频率附近时发生转折,电磁波通过等离子体鞘套的透射效果与飞行工况和入射波条件密切相关。相对其他入射角度,当电磁波垂直于飞行体物面入射到等离子体鞘套尾部时的电磁波衰减较小。飞行高度增加或飞行速度减小时,等离子体鞘套对电磁波的衰减效应将减弱。结论该研究可为有效测控临近空间高超声速飞行器、缓解再入通讯中断现象提供一定的技术突破方法。     

基于含水层DNAPL污染修复替代模型的多目标优化研究

基于Kriging方法建立表面活性剂强化修复DNAPL污染含水层的替代模型,与混合多目标算法NSGAII-HCS（Nondominated sortinggenetic algorithm II-Hill climber with step）耦合,实现修复成本最小化和治理效率最大化的多目标优化.以三维非均质承压含水层中PCE污染物的运移与修复过程为例,采用UTCHEM程序模拟表面活性剂强化修复含水层过程.将Kriging替代模型与多相流模型的输出结果进行对比,两种模型得到的含水层中PCE去除效率的平均相对拟合误差为0.80%,相关系数为0.9992,表明Kriging模型可以有效替代多相流模型.进一步将替代模型的Pareto最优解与相应的多相流模型的模拟值进行比较,得到两种模型的平均相对拟合误差仅为0.70%,相关系数达0.9998,表明在多目标优化的迭代求解过程中可以直接调用Kriging替代模型,而无须重复调用多相流模型的大负荷运算,从而为制定表面活性剂强化含水层修复决策提供一种稳定可靠的多目标优化方法.     

不确定性条件下地下水污染监测井网优化设计——基于XGBoost替代模型

在地下水污染监测井网优化设计中,应用模拟优化方法时客观存在的模型参数不确定性往往会影响到设计监测井网的可靠性.针对该问题,重点考虑了渗透系数和污染源释放强度的不确定性,应用模拟优化方法和蒙特卡罗方法求解上述不确定性参数影响下的最优监测井布设方案.为缓解蒙特卡罗方法多次调用模拟模型所产生的巨大计算负荷,本研究建立了XGBoost替代模型,代替模拟模型与优化模型进行耦合.为提高监测井网对实际污染羽的监测精度,污染监测井网优化模型以监测空间矩误差极小化为优化目标.此外,本次研究还考虑了监测井网设计中污染源释放强度的动态变化过程.最后,以抚顺市某煤矸石堆放场地为基础建立假想例子,验证所提方法的有效性.结果表明:1.XGBoost能够有效近似模拟模型的输入输出关系,显著降低了计算负荷.2.空间矩能够有效评估监测井网插值污染羽和实际污染羽的逼近程度,优化设计后的监测井网能够较为准确地捕捉到实际污染羽的状态.3.模拟优化方法结合蒙特卡罗方法能有效求解不确定性条件下最优监测井网的设计问题.本文为地下水污染监测井网设计提供了一种稳定可靠的方法.