STABILITY OF CIRCULAR RING OF CIRCULAR CROSS-SECTION UNDER UNIFORMLY DISTRIBUTED TORSION 1)

圆环在均布扭力矩作用下的变形特殊且容易发生跳跃,不考虑稳定性而得到的一些结论将可能不存在。本文利用最小势能原理导出圆截面圆环在均布扭力矩作用下的平衡路径,并根据系统稳定性的能量判据,对圆环的平衡稳定性、变形与运动过程进行分析,最后得到稳定平衡状态下圆环横截面上的内力最大值。     

SIMILARITY LAWS AND SCALING OF PENETRATION TESTS

利用球形空腔膨胀理论的响应函数对靶板在弹体撞击下的侵彻进行分析，并基于量纲理论建立了侵彻相似律的一般形式.通过对侵彻混凝土靶的已有实验数据进行分析，得到了不同缩比因子下，无量纲侵彻深度曲线随侵彻速度不同而发生偏转和偏移.考虑到材料的应变率效应和损伤演化，认为几何相似律对混凝土等脆性材料在抗侵彻时不成立，有必要引入材料应变率效应和损伤演化对几何相似律的修正.     

PTFE材料在高应变率冲击下的力学性能

聚四氟乙烯(PTFE)在高速碰撞或者爆炸加载时的应变率可高达106 s-1,高应变率下PTFE材料的力学响应会对其材料性能产生较大影响。本文中采用压剪炮试验系统(PSPI)测试了PTFE材料在高应变率(105~106 s-1)下的压缩力学性能,实验中碳化钨(WC)飞片板以一定速度撞击由前靶板、试件和后靶板组成的三明治结构,并采用激光干涉仪记录后靶板自由面的速度变化。对实验结果处理后得到该PTFE材料的应力应变数值,并拟合得到应力应变曲线。本研究对PTFE/金属复合材料制成的动能侵彻体强度及其冲击碎化机理的分析具有指导意义。     

基于国产FPGA及DAC的任意波形发生器的设计

任意波形发生器作为测试测量设备的一种重要仪器,在航空航天的测量与控制技术领域中得到了广泛应用。当前市场成熟任意波形发生器产品多为国外产品或者国内厂商基于国外FPGA和DAC研制的产品。为了打破技术垄断,提高国产任意波形发生器的自主技术保障能力,研制基于国产芯片的任意波形发生器愈发重要。随着国产芯片设计技术提升,国产FPGA和DAC的性能显著提高,并得到了广泛应用。PXI总线作为当前仪器领域的主要总线类型之一,可以满足大部分测试仪器的通讯要求。基于国产FPGA和DAC器件,从硬件设计和软件设计两个方面出发,成功研制了一款采样率为100MSa/s的 PXI总线任意波形发生器模块,实现了43MHz信号输出,通过实验测试了模块的功能和性能,完全满足模块指标要求,充分证明了国产芯片在工程设计中的性能特性。     

微孔洞有核长大损伤演化模型研究

针对材料的层裂问题,从细观角度出发,提出微孔洞有核长大损伤演化模型假说。该模型包含损伤开始、演化和终止三个阶段,共有4个材料参数,分别是代表损伤开始发展的阈值应力的σ_0,损伤演化时损伤率对超阈值应力的依赖指数λ,损伤终止时材料发生层裂时的极限损伤D_c,和损伤持续的时间参数Ψ。通过对D6AC钢和45钢层裂实验进行计算分析,验证了本文提出的损伤演化模型假说的合理性。并结合试验,给出了模型中4个材料参数物理内涵、取值方法及影响规律。损伤发展的过程量λ对损伤影响最大,表明损伤演化过程并非简单的能量累积,其次是损伤阈值应力σ_0,极限损伤D_c和损伤持续的时间参数Ψ对损伤影响最小。     

本构迭代算法在LS-DYNA中的嵌入

结合粘塑性本构理论,采用对商业软件LS-DYNA进行二次开发的方法将含损伤型Johnson-Cook本构模型嵌入商业有限元软件中,给出本构迭代算法和计算流程.并以平头和锥头两种弹形的高强度钢穿甲弹贯穿12 mm厚的Weldox靶板的实验为基础,进行数值模拟,实验结果和计算结果符合较好,表明给出的本构算法、含损伤型本构及损伤演化方程是合理可靠的.     

高温燃气流风洞全尺寸舱段热结构试验技术研究

利用200 MW高温燃气流风洞,开展1:1全尺寸舱段模型热结构/热匹配试验.围绕风洞试验状态调节、介质影响热流设计评估、多台阶长时间热流校测等技术问题,开展高温燃气流风洞舱段类模型试验设计方法研究.引入新的燃气流风洞试验状态调节方法和考虑燃气介质差异的等效冷壁热流修正方法,并通过长时间变工况表面热流测试方法的建立,实现了多工况同步流场校测.试验设计方法有效应用于全尺寸舱段模型热结构/热匹配试验研究中.经试验验证,所建立的长时间大功率燃气流风洞试验设计方法有效可行,实现了全尺寸舱段飞行热环境的有效模拟.      

基于输入成型的挠性航天器自适应姿态控制（英文）

针对快速调姿挠性航天器的姿态控制问题,提出一种基于输入成型的自适应姿态控制方法,解决俯仰、偏航、滚转三通道的控制耦合问题,抑制航天器挠性振动、提高姿态控制精度。首先,建立了考虑弹性振动、执行器故障及惯量不确定性的挠性航天器姿态动力学模型。基于欧拉轴角提出一种姿态机动参考轨迹设计方法,避免了俯仰、偏航、滚转三通道的耦合问题。通过多模输入成型方法对姿态机动参考轨迹进行修正,以抑制航天器弹性振动。采用自适应容错控制方法对修正后的参考轨迹进行跟踪,以实现挠性航天器快速姿态机动任务。数值仿真结果表明,与传统PD姿态控制方法相比,所提出的基于输入成型的挠性航天器自适应姿态控制方法可将残余弹性振动幅值和姿态控制偏差降低两个数量级,验证了该方法的有效性。     

侵彻过载实测数据的滤波及弹体侵彻刚体过载的确定

研究了对实测侵彻过载数据进行低通滤波以确定侵彻刚体过载的方法,提出了临界截止频率的概念,确定了临界截止频率和相对应的刚体过载。由此方法确定的最大刚体过载值与半经验方法预示的最大刚体过载值符合较好。