摘要：针对航天飞机热防护系统组件之间的缝隙气动加热问题,建立二维缝隙局部网格模型,利用CFD方法研究了二维定常可压缝隙内高超声速气动热环境规律,主要分析了来流攻角、来流马赫数、缝隙宽度、倒角和台阶等因素对流场和气动热环境的影响规律。结果表明上述因素均会对缝隙局部热环境产生影响,在防热设计中应该综合考虑。通过本文的研究工作,给出了一种工程设计中可用的缝隙热环境设计方法。

摘要：为了降低机翼结构的重量,对大展弦比复合材料机翼盒段分块进行优化设计,将各块的尺寸参数看作设计变量,应变和屈曲因子看作约束条件。经过优化后机翼结构重量下降9.36%,减重效果明显,并且满足所有约束。进一步分析了不同的扭转角和位移约束值对优化结果的影响。结果表明:在设计允许的范围内,扭转角约束对优化后机翼结构的重量影响较大;当约束值大于一定的范围后,位移约束对优化后机翼结构的重量影响变小。

摘要：针对辐射式热防护系统设计输入变量的随机分布问题,结合有限元瞬态传热方法和蒙特卡洛直接抽样方法,建立了一种概率瞬态热分析方法。针对典型辐射式多层热防护系统,考虑各层热防护方案的厚度、材料热导率、比热容、密度等因素的随机分布,仿真得到了热防护系统表面最高温度和背面最高温度的随机分布特性,以及设计参数的灵敏度分析结果,对热防护系统的设计工作具有指导意义。

摘要：采用有限元分析方法,确定复合材料机翼中刚心轴线的位置。建立一系列的复合材料机翼有限元模型,对影响刚心轴线位置的因素进行具体分析。结果表明,质量分布、展弦比和后掠角的变化对机翼刚心轴线位置有较大的影响,前后梁的位置、铺层形式、铺层比例和铺层顺序的变化对机翼刚心轴线位置的影响相对较小。本研究为复合材料机翼的设计提供一定的参考。

摘要：采用有限元分析方法,确定复合材料机翼中刚心轴线的位置。建立一系列的复合材料机翼有限元模型,对影响刚心轴线位置的因素进行具体分析。结果表明,质量分布、展弦比和后掠角的变化对机翼刚心轴线位置有较大的影响,前后梁的位置、铺层形式、铺层比例和铺层顺序的变化对机翼刚心轴线位置的影响相对较小。本研究将为复合材料机翼的设计提供一定的参考。

摘要：基于金属热防护结构的等效热传导理论,采用有限元分析软件建立了等效模型,运用热传导分析求解器开展瞬态热传导分析。结果表明:建立的等效热传导模型可以准确地模拟金属蜂窝的温度场分布情况,相差不超过2.0%。采用等效模拟方法,对金属热防护结构的几何尺寸,包括上下壁板厚度、蜂窝芯壁厚、蜂窝芯高度以及蜂窝内切圆直径等设计变量开展尺寸优化设计,获得了满足温度等约束条件的最优解。优化后金属热防护结构重量下降了40%,减重效果明显。

摘要：基于三维热传导分析理论,对阵列式多层热防护结构开展瞬态热传导分析,获得热防护结构的温度场分布情况。采用数值模拟方法,建立了一套适合于阵列式多层热防护结构的优化设计流程。以热防护结构的重量为目标函数、热防护结构中各个零件的尺寸为设计变量,完成了热结构重量的优化设计。经过优化后,阵列式热防护结构的重量减少了18.0%,减重效果明显。

摘要：针对高超声速飞行器中广泛使用的刚性隔热瓦热防护设计方案,采用Ansysworkbench有限元分析软件,建立了刚性隔热瓦有限元模型,通过瞬态热传导求解器,开展相应的温度场分析,获得了刚性隔热瓦热防护内表面温度随时间的变化历程。进一步,针对影响刚性隔热瓦热防护内表面温度的关键因素,如缝隙宽度、表面辐射率、热导率和材料密度等,开展了相应的影响规律研究,为高超声速飞行器热防护方案设计提供一定的参考。

摘要：提出了一种基于同步开关电路的非线性宽频压电能量收集器,并利用高阶谐波平衡法对能量收集系统的频域响应、能量输出功率及其影响因素等内容展开了理论研究,同时利用Hill法对系统的稳定性进行了分析。研究结果表明在基于同步开关电路的能量收集系统中引入副梁,可以大大拓宽能量收集系统工作频带;适当减小同步开关电路的电容比,虽然会降低能量收集系统在共振峰附近的能量收集能力,但可以拓宽系统的工作带宽;能量收集系统的工作带宽随副梁与质量块间初始间隙的减小以及副梁刚度的增大而拓宽,可根据振动能量源频率带宽及能量的频域分布规律,对系统关键参数进行匹配设计,以获得更好的能量收集效果。

摘要：针对金属热防护系统,分别建立了真实有限元模型和等效有限元模型,开展瞬态热传导分析,得到内外表面温度随时间的变化历程,并将这两种方法进行了对比分析,结果表明文中提出的等效模型能够准确地模拟真实模型。采用等效模拟方法,对影响金属热防护系统内外表面温度的主要因素进行分析,包括蜂窝芯固体热导率、蜂窝芯几何尺寸和上下面板辐射系数等,获得了各个因素的影响规律,为金属热防护系统结构方案设计提供一定的参考。