检索结果-内蒙古大学图书馆

力学学报 2022年第3期54卷 697-706页

作者：张默涵李录贤西安交通大学航天航空学院机械结构强度与振动国家重点实验室西安710049 西安交通大学飞行器环境与控制陕西省重点实验室西安710049

花朵、树叶等自然界的板状结构因发生大变形而具有婀娜多姿的形状,工程实际的板状结构也会出现类似现象.板状结构是指完全相同的面状结构在厚度方向堆砌而形成的厚度尺寸比面内尺寸相比较小的一类特殊三维结构,在生长或外部环境等因素... 详细信息

花朵、树叶等自然界的板状结构因发生大变形而具有婀娜多姿的形状,工程实际的板状结构也会出现类似现象.板状结构是指完全相同的面状结构在厚度方向堆砌而形成的厚度尺寸比面内尺寸相比较小的一类特殊三维结构,在生长或外部环境等因素产生的不协调变形激励下,这类结构会形成内部应力,本文研究因之而发生的自发大变形行为.首先,将板状结构的变形能分离为类伸缩变形能和剩余变形能两部分,并提出基于三维大变形有限元分析的能量计算方法;然后,建立板状结构的屈曲失稳条件为剩余变形能由小到超越类伸缩变形能的跨越点,进而提出转变厚度概念,通过与简支方板失稳的经典理论解比较,验证三维大变形有限元分析结果及屈曲失稳条件;最后,运用三维大变形有限元方法,研究几种典型自发大变形问题,分析不协调变形因素对内部应力场拉压特性和模式转变厚度的影响规律.本文工作表明,板状结构的大变形过程是弹性变形能中剩余变形能从零开始增加、直至超过类伸缩变形能引起屈曲的一个自发现象.特别地,三维大变形有限元分析是求解复杂内部应力场激发的板状结构屈曲失稳问题的一条有效途径.

关键词：板状结构自发大变形三维有限元分析屈曲失稳转变厚度

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力-压电混合弹性超材料梁的带隙调节特性

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固体力学学报 2022年第4期43卷 406-418页

作者：王婷英柴怡君耿谦杨雄伟李跃明西安交通大学航天航空学院机械结构强度与振动国家重点实验室先进飞行器服役环境与控制陕西省重点实验室西安710049

为实现宽带低频减振,论文将力振子和串联负电容的压电分流振子分别置于基体上下两侧,设计了混合弹性超材料梁.基于传递矩阵法建立了理论模型,用于计算混合弹性超材料梁的频散关系和动态有效参数,通过有限元法进行了验证.分别采用理论方... 详细信息

为实现宽带低频减振,论文将力振子和串联负电容的压电分流振子分别置于基体上下两侧,设计了混合弹性超材料梁.基于传递矩阵法建立了理论模型,用于计算混合弹性超材料梁的频散关系和动态有效参数,通过有限元法进行了验证.分别采用理论方法和数值方法研究了电路元件参数对混合弹性超材料梁的带隙和振动衰减特性的调节机理,通过与单振子超材料的带隙对比,分析了两种振子间的相互影响.结果表明:电路元件参数主要影响压电分流振子产生的带隙的位置、宽度及带隙内的振动衰减程度;两种振子的带隙重叠区域不一定为通带;两种振子会因为负动态有效刚度范围靠近而相互影响.该研究将为此类超材料的设计提供参考依据.

关键词：超材料梁带隙调节振动衰减压电分流振子传递矩阵法

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迎角对扑翼运动气动性能影响的高性能数值研究

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空气动力学学报 2022年第5期40卷 50-60页

作者：祝衔琦孙祥程王娴西安交通大学航天航空学院机械结构强度与振动国家重点实验室西安710049 陕西省先进飞行器服役环境与控制重点实验室西安710049

为了设计更高效、高机动性的扑翼飞行器,需要对扑翼运动机理进行细致的动力学研究。其中,迎角是影响扑翼运动气动性能的关键因素。本文结合格子Boltzmann法与Level-Set动边界识别法,建立了含有动边界的流场模拟方法,并采用GPU加速,数值... 详细信息

为了设计更高效、高机动性的扑翼飞行器,需要对扑翼运动机理进行细致的动力学研究。其中,迎角是影响扑翼运动气动性能的关键因素。本文结合格子Boltzmann法与Level-Set动边界识别法,建立了含有动边界的流场模拟方法,并采用GPU加速,数值研究了迎角对扑翼运动气动性能的影响。结果表明:增大迎角,扑翼运动的升阻比呈现先增大后减小的趋势,当迎角θ=10°时,能够获得最佳气动性能。θ=0°~40°范围内,随着迎角的增大,扑翼翼尖处的上下翼面压差比翼根、翼中处大,在翼尖处提供了更大的升力。随着迎角的增大,扑翼的前缘涡附着于翼面的面积明显增大,扑翼后方脱落的涡旋也较难耗散,提高了扑翼的升力;同时,翼尖涡的强度和影响范围变大,增加了扑翼的阻力。

关键词：扑翼运动迎角格子Boltzmann方法 Level-Set GPU加速翼尖涡前缘涡

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吸气式电推进系统进气道结构对进气性能的影响

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航空学报 2022年第3期43卷 206-215页

作者：谢晓乐李济源王娴鲁海峰韩先伟西安交通大学航天航空学院陕西省先进飞行器服役环境与控制重点实验室西安710049 西安交通大学机械结构强度与振动国家重点实验室西安710049 西安航天动力研究所陕西省等离子体物理与应用技术重点实验室西安710100

吸气式电推进系统能收集高空稀薄气体作为推进剂,延长卫星的工作寿命,其关键性技术之一是进气道的结构设计。采用直接模拟蒙特卡罗(DSMC)法,数值研究了进气道长纵比、进气道出口锥角和栅格结构及其几何尺寸参数对进气道进气性能的影响... 详细信息

吸气式电推进系统能收集高空稀薄气体作为推进剂,延长卫星的工作寿命,其关键性技术之一是进气道的结构设计。采用直接模拟蒙特卡罗(DSMC)法,数值研究了进气道长纵比、进气道出口锥角和栅格结构及其几何尺寸参数对进气道进气性能的影响规律。结果表明:提高进气道长纵比,能提高进气道的压缩比和收集效率,当长纵比为7时,压缩比和收集效率达到最大值,分别为200和0.65;增大进气道出口锥角,进气道的压缩比和收集效率呈现先增大后减小的变化趋势,出口锥角的理论最优值为70°;栅格结构能有效防止已捕获粒子从进口逸出,从而提高进气道的压缩比和收集效率,改变栅格板厚度对进气道的压缩比和收集效率影响不大,而增加栅格板的长度和层数,进气道的压缩比随之提高,但收集效率降低。

关键词：吸气式电推进进气道栅格结构直接模拟蒙特卡罗粒子轨迹

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非保形平流层飞艇升空过程热力耦合建模与压差控制分析

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航天控制 2023年第3期41卷 33-42页

作者：侯凯振杨朝旭荣海军靳鹏飞西安交通大学机械结构强度与振动国家重点实验室西安710049 西安交通大学陕西省先进飞行器服役环境与控制重点实验室西安710049 西安交通大学航天航空学院西安710049

针对非保形平流层飞艇升空过程中气囊膨胀导致压强变化的问题,将飞艇升空阶段分为自由膨胀上升阶段和成形上升阶段,建立非保形平流层飞艇升空热力耦合模型,该模型很好地反映了飞艇内部的气体体积变化和压强变化,为研究平流层飞艇压差控... 详细信息

针对非保形平流层飞艇升空过程中气囊膨胀导致压强变化的问题,将飞艇升空阶段分为自由膨胀上升阶段和成形上升阶段,建立非保形平流层飞艇升空热力耦合模型,该模型很好地反映了飞艇内部的气体体积变化和压强变化,为研究平流层飞艇压差控制提供模型基础;考虑飞艇内部状态不能实时获取,提出基于模糊观测器的平流层飞艇压差控制方法,为保证在线学习能力,采用在线顺序模糊极限学习机(OS-Fuzzy-ELM)去训练模糊系统参数。对非保形平流层飞艇升空过程进行运动仿真分析,阐述了控制飞艇压差的必要性;对不同目标压强差下的压差控制进行仿真分析。结果表明,所设计的压差控制器具有良好的输入跟踪能力,对飞艇压差控制器的设计具有重要参考价值。

关键词：平流层飞艇热力耦合建模压差控制模糊观测器

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基于融合代理策略的超声速降落伞气动优化设计

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航空学报 2025年第1期46卷 71-85页

作者：姜璐璐潘鑫蒋伟冯瑞陈刚西安交通大学航天航空学院西安710049 机械结构强度与振动国家重点实验室西安710049 陕西省先进飞行器服役环境与控制重点实验室西安710049 北京空间机电研究所北京100094

超声速降落伞作为提供气动阻力和稳定性的重要气动减速系统,其设计好坏直接影响着探测器着陆任务的成败。适应不同气动性能需求的降落伞结构参数通常是相互矛盾的,为了解决火星降落伞在外形设计时的结构参数矛盾,以及设计周期长、计算... 详细信息

超声速降落伞作为提供气动阻力和稳定性的重要气动减速系统,其设计好坏直接影响着探测器着陆任务的成败。适应不同气动性能需求的降落伞结构参数通常是相互矛盾的,为了解决火星降落伞在外形设计时的结构参数矛盾,以及设计周期长、计算误差大的问题,本文提出了一种面向探测器-降落伞双体模型的融合代理优化策略。融合代理模型集成了插值型代理模型和回归型代理模型的优点,能够在相同样本的条件下具备更高的气动力系数预测精度。通过采用融合代理模型替代长耗时的计算流体力学(CFD)计算过程,能够缩短设计周期,提高设计效率。结合多目标遗传算法对探测器-盘缝带伞双体模型进行了优化设计,结果表明,采用融合代理优化策略能够平衡伞体的阻力性能及稳定性能,在满足结构及气动约束的前提下提升盘缝带伞的综合减速能力,具有良好的实用性和可行性。文章的研究结果可为未来新一代火星探测用超声速降落伞的设计研制提供一定的理论参考和技术储备。

关键词：融合策略火星降落伞优化设计代理模型超声速

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基于深度神经网络的流场时空重构方法

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实验流体力学 2022年第3期36卷 118-126页

作者：韩仁坤刘子扬钱炜祺王文正陈刚西安交通大学航天航空学院陕西省先进飞行器服役环境与控制重点实验室西安710049 机械结构强度与振动国家重点实验室西安710049 中国空气动力研究与发展中心绵阳621000

针对流场粒子图像测速实验中时间和空间高分辨率测量代价高的问题,研究了数据驱动的流场时空重构方法。为了对实验测得的低分辨率数据进行时空高分辨率重构,提出了一种基于深度神经网络的流场时空重构方法,并构建了一种基于卷积神经网... 详细信息

针对流场粒子图像测速实验中时间和空间高分辨率测量代价高的问题,研究了数据驱动的流场时空重构方法。为了对实验测得的低分辨率数据进行时空高分辨率重构,提出了一种基于深度神经网络的流场时空重构方法,并构建了一种基于卷积神经网络和长短时记忆神经网络的混合深度神经网络。该混合深度神经网络能够学习流场的时空演化特征,训练完成后可实现对实验数据的时空高分辨率重构。测试结果表明:只进行流场空间高分辨率重构时,重构出的流场与真实流场之间的均方根误差为0.006 5左右,流场数据点数是原来的51倍;同时进行流场时间和空间高分辨率重构时,重构出的流场与真实流场之间的均方根误差可保持在0.065左右,流场时间维度的密度是原来的5倍,可极大提高实验效率,节约实验成本。

关键词：深度神经网络高分辨率重构时空特征

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重载下可倾瓦推力轴承的热弹流润滑特性分析

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航空动力学报 2021年第9期36卷 1861-1870页

作者：冯欣凯杨利花西安交通大学机械结构强度与振动国家重点实验室西安710049 西安交通大学陕西省先进飞行器服役环境与控制重点实验室西安710049 西安交通大学航天航空学院西安710049

建立了可倾瓦推力轴承的热弹流润滑(TEHD)模型,应用Newton-Raphson迭代法求解,研究了弹性变形、热变形和载荷对油膜静动态特性的影响。结果表明:弹性变形会减弱油膜动压效应,而热变形会增强油膜动压效应;随外载荷增大热变形对轴承静动... 详细信息

建立了可倾瓦推力轴承的热弹流润滑(TEHD)模型,应用Newton-Raphson迭代法求解,研究了弹性变形、热变形和载荷对油膜静动态特性的影响。结果表明:弹性变形会减弱油膜动压效应,而热变形会增强油膜动压效应;随外载荷增大热变形对轴承静动态特性的影响逐渐减弱而弹性变形的影响更加显著,重载条件下弹性变形的影响更为敏感。考虑轴承材料抗压性能和抗高温性能对可倾瓦推力轴承静动态特性的影响,对优化推力轴承设计、保证其稳定性和安全性具有重要意义。

关键词：油膜特性可倾瓦推力轴承热弹流润滑弹性变形热变形

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阈值自适应的极线距离变换算法及其在立体匹配中的应用

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西安交通大学学报 2021年第7期55卷 132-140页

作者：王瑞杨朝旭荣海军张涛刘馨媛西安交通大学机械结构强度与振动国家重点实验室西安710049 西安交通大学陕西省先进飞行器服役环境与控制重点实验室西安710049 西安交通大学航天航空学院西安710049

为了提升图像在不重叠区域和弱纹理区域的匹配率,提出一种基于图像局部纹理信息的阈值自适应的极线距离变换(AT-EDT)算法。选取左右视图对应视差范围内的点,将对应点在特定窗口中的灰度信息作为参考,去除图像不重叠区域;针对在极线距离... 详细信息

为了提升图像在不重叠区域和弱纹理区域的匹配率,提出一种基于图像局部纹理信息的阈值自适应的极线距离变换(AT-EDT)算法。选取左右视图对应视差范围内的点,将对应点在特定窗口中的灰度信息作为参考,去除图像不重叠区域;针对在极线距离变换(EDT)中使用固定阈值会产生二次弱纹理和重复纹理的现象,将局部标准差与灰度梯度进行融合来表示图像局部纹理信息,并由此信息获得图像中每个像素对应的距离变换阈值;利用AT-EDT算法对图像进行变换,并通过立体匹配得到最终视差图。实验结果表明:利用AT-EDT算法可有效去除图像的不重叠区域并显著提升弱纹理区域的像素可分性,同时避免了EDT算法导致的二次弱纹理和重复纹理现象;对变换后的图像进行立体匹配,可有效提升视差图的深度连续性;与EDT后的图像立体匹配得到的视差图相比,AT-EDT的匹配率至少提升了20%。

关键词：立体匹配弱纹理阈值自适应极线距离变换图像重叠区域分割

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高超声速风洞现代试验设计方法研究

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实验流体力学 2022年第3期36卷 20-32页

作者：尤文佳王慧杰韩仁坤陈刚西安交通大学航天航空学院机械结构强度与振动国家重点实验室西安710049 西安交通大学航天航空学院陕西省先进飞行器服役环境与控制重点实验室西安710049 中国航天科工集团第三研究院创新研究院北京100074

现代试验设计(Modern Design of Experiments,MDOE)方法是提升风洞试验效率的一种重要技术途径。基于拉丁超立方的现代试验设计方法尽管理论效率很高,但其设计的随机采样点在与风洞模型姿态自动控制系统配合时,实际效率会显著下降。根... 详细信息

现代试验设计(Modern Design of Experiments,MDOE)方法是提升风洞试验效率的一种重要技术途径。基于拉丁超立方的现代试验设计方法尽管理论效率很高,但其设计的随机采样点在与风洞模型姿态自动控制系统配合时,实际效率会显著下降。根据现有风洞试验设备控制系统走刀特点,针对多变量风洞试验设计需求,提出一种基于分层拉丁超立方的现代风洞试验设计方法,并将其应用于马赫数6的风洞模型的二变量试验和三变量试验设计。在满足精度的情况下,将MDOE方法与传统试验设计(One Factor at A Time,OFAT)方法进行对比,结果表明:二变量试验中,MDOE方法仅需OFAT方法 20%左右的样本量;三变量试验中,MDOE方法仅需OFAT方法 30%左右的样本量。与经典拉丁超立方试验设计方法相比,本文所发展的分层拉丁超立方试验设计方法结合现有风洞试验设备,可有效减少试验车次,提高试验效率,缩短试验周期。

关键词：现代试验设计风洞试验分层拉丁超立方高超声速风洞

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