摘要：梁、板和壳作为基本力学结构在微机电系统和纳机电系统中广泛用作传感器、驱动器、能量俘获器等。深入理解这些电介质结构的力电耦合有助于微纳机电系统中结构的设计、制备和优化。本文中,我们阐述了曲电圆板的力电耦合行为,其中通过引入应变梯度将经典力电耦合理论拓宽到中心对称各向同性,并考虑了电势沿径向非均匀分布的影响.挠曲电圆板的振动模态的解析解表明其与压电圆板的振动模态完全不同,这是由于应变梯度局部破坏晶体的反演对称从而在圆板中引起的力电耦合导致的.力电耦合振动模态对弯曲和扭转模态更加敏感,本文给出了挠曲电圆板的基本认知,其有助于设计新型挠曲电圆板器件,例如挠曲电反射镜等.

摘要：从安全认知、安全态度和安全行为三个方面设计安全诚信测量问卷,采用5点计算法进行安全诚信测量研究。对光伏电站120名运维人员匿名进行诚信测量问卷调查,研究不同岗位员工安全诚信的现状及存在的问题,反思现有安全管理工作中存在的不足,提出改进措施,提高岗位员工安全诚信水平,减少人的不安全行为,降低事故发生的概率,改善安全生产状态,提高企业行业竞争力。

摘要：随着光伏行业的发展及国家政府相关政策的扶持,户用分布式光伏项目的数量不断增加,其并网电压等级低、隔墙售电,输配电环节少、供电损耗低等特点不断呈现出来,促进了新能源消纳和电网稳定运行。在户用分布式光伏项目发挥优势的前提下,现有户用分布式光伏项目也呈现一定的共性缺点,本论文在分析现有户用分布式光伏项目的特点,从设计、施工及运维阶段进行风险分析,并提出管控措施。

摘要：研究了前起落架突伸的实现模式和突伸对舰载机起飞特性的影响。分别对四种突伸模式及突伸机构设计参数的作用进行了比较分析。结果表明，前起落架突伸对于减少舰载机离舰后的下沉和缩短飞机起飞滑跑距离有明显的作用。

摘要：机翼颤振模型是一种观测气动弹性颤振现象的实验装置。利用风洞、振动采集系统等仪器设备,在人为控制风速、振动扰动等条件下,引起模型的气动弹性动力失稳,进入自激振动(颤振)状态。通过观察、测定和分析响应信号,帮助学生理解颤振发生的力学机制,获得气动弹性的相关知识,并发展防颤振设计的能力。本文基于气动弹性力学设计、结构弯扭刚度解耦技术、3D打印等创新手段,开展颤振风洞试验模型的自主设计与研发,应用该模型开展气动弹性教学,获得了实践教学数据。目前机翼颤振教学实验与飞行器结构力学、气动弹性概论等课程一起,共同组成了飞行器设计与工程(飞设)专业核心课程体系,是工科飞设专业的重要教学实践环节。

摘要：基于Navior-Stokes(N-S)方程和Spalart-Allmaras湍流模型,建立了含间隙二元机翼的跨声速绕流场计算模型和间隙内流计算模型。通过FLUENT数值仿真,分析了二元机翼的激波压力分布和马赫数分布,并与风洞试验结果进行了对比验证。数值结果表明,连通波后高压区和波前低压区的间隙内流会提高机翼绕流场中激波前后的速度梯度和压力梯度。局部间隙内流会对机翼结构带来"向外吸"和"向前顶"的气动载荷作用。

摘要：非均匀应变如应变梯度能够局部破坏晶体的反演对称,在介电材料中产生极化现象,这称为挠曲电效应。挠曲电效应是一种普遍存在的力电耦合现象,且与应变梯度相耦合,在微纳米尺度不可忽略。研究者已经测量了一系列铁电陶瓷材料的挠曲电系数,然而关于聚合物材料挠曲电效应的实验研究相对有限。本文基于四点弯曲实验测量了聚偏氟乙烯材料的挠曲电系数,避免了以往悬臂梁弯曲实验中应变梯度分布不均匀引起的误差,在1~4Hz加载频率范围测量了两种不同厚度聚偏氟乙烯薄膜的挠曲电系数;分析了准静态情况下聚偏氟乙烯材料挠曲电系数的稳定性,并验证了挠曲电系数的尺寸效应。本文工作提供了测量聚偏氟乙烯薄膜挠曲电系数的实验方法,并为基于挠曲电效应的传感、驱动器件设计提供了工程数据。

摘要：挠曲电效应指应变梯度在电介质中引起的电极化现象,是一种普遍存在的力电耦合行为.应变梯度与材料的尺寸成反比,因此挠曲电效应有望在纳米尺度主导材料的物理性质,尤其是力电耦合性能.论文建立了悬臂梁挠曲电俘能器的理论模型,基于哈密顿原理得到了悬臂梁挠曲电俘能器的控制方程和相应的边界条件;进一步,得到了悬臂梁挠曲电俘能器的输出电压频率响应和功率密度频率响应随悬臂梁的振动频率、外电路阻抗、挠曲电层厚度以及弹性层模量的变化规律.聚偏氟乙烯和环氧树脂层合挠曲电悬臂梁俘能器模型的数值结果表明输出电压频率响应和功率密度频率响应在共振频率点取得最大值,且随着各阶模态对应的共振频率的增加悬臂梁挠曲电俘能器的输出电压和功率密度均增加.此外,计算结果还表明悬臂梁俘能器存在最佳匹配阻抗,在匹配阻抗附近悬臂梁俘能器的输出功率密度随挠曲电层厚度的减小而增大,表现出明显的尺寸效应.并且输出电压随弹性层模量的增大而减小.论文工作提供了一种基于挠曲电效应的悬臂梁俘能器的理论模型,为悬臂梁俘能器的设计提供了理论依据.

摘要：倾转过渡状态下气动力的急剧变化是导致倾转旋翼飞行器姿态不稳定重要原因。采用风洞试验和数值仿真方法研究了前飞状态和倾转过渡状态倾转旋翼对机翼的气动干扰。首先,分别计算了悬停状态标模和前飞状态8038旋翼的拉力,数值仿真结果与试验结果符合良好。然后,针对倾转旋翼-机翼气动干扰建立了计算流体力学(computational fluid dynamics,CFD)数值仿真模型和搭建了风洞试验平台。结果表明:前飞状态随着前进比的增大机翼气动力系数降低且趋于与单机翼气动特性一致。倾转过渡状态,当旋翼倾角小于75°,随着前进比的增大机翼升力系数由负值逐渐增大。倾转角对机翼气动特性的影响随前进比的增大而降低。分析了倾转旋翼-机翼在升力方向和前飞方向上的气动力,研究结果对进一步完善倾转旋翼飞机设计及试飞试验成功提供了参考。

摘要：根据桐子林水电站导流明渠处的地质情况,通过不同配比的浆液进行浆液性能试验并对成果进行了分析,为桐子林水电站进行高喷灌浆施工提供试验数据,对其它类似工程试验具有一定的参考价值。