摘要：微流控技术由于具备操控微通道中微小体积流体的能力,已成为操控粒子和细胞的新平台.基于粒子惯性迁移和微凹槽涡胞捕获的粒子分选方法,是一种重要的微流控粒子操控技术.目前,微凹槽容纳的粒子数量不高,制约了该方法的效率.为了提高微凹槽粒子容量,对圆形微凹槽进行结构设计,并利用高速显微成像技术和数值模拟,研究了不同圆形微凹槽的粒子容纳能力.研究发现,相同入口雷诺数(Re=37~555)下,带底腔的圆形微凹槽相较于普通圆形微凹槽容纳的粒子数量提升了45%,这是因为增加底腔后使得涡流线向下延展,形成更深的“U形”结构,可以容纳更多的粒子;当Re=482时,带底腔的直径500μm的圆凹槽比直径600μm的圆凹槽的粒子容量提高了93.9%,原因是前者凹槽内粒子运动轨道与流线更加吻合,粒子轨道面积与凹槽面积占比达到了97%;随着Re增加,从侧通道收集到的粒子富集浓度整体呈现先缓慢增大后减小的趋势,收集到的20μm粒子的最大富集浓度为初始悬浮液的126.7倍;不同微凹槽内粒子群的轨道运动受到涡流场特性、粒子物性及粒子间相互作用和壁面限制作用等因素的共同影响.研究结果对微凹槽结构设计和提高粒子分选性能有重要指导意义.

摘要：飞机机身壁板裂纹扩展分析是飞机损伤容限设计的重要任务之一。从损伤容限试验与有限元仿真两方面分析了含纵向裂纹飞机机身内压壁板的裂纹扩展行为与剩余强度特征。采用卧式自平衡试验装置对机身壁板施加内压载荷,以分析壁板的损伤容限特性。并基于有限元方法模拟内压壁板裂纹尖端的应力场分布,基于断裂力学理论计算得到不同长度裂纹的等效应力强度因子和裂纹扩展分析结果。将裂纹扩展结果与试验结果进行对比,证明了分析方法的可行性,为飞机机身内压壁板的损伤容限分析提供参考。

摘要：针对燃料颗粒团聚行为对弥散型核燃料芯体失效的影响,开发了弥散型核燃料元件代表性体元模型的参数化建模及数值计算脚本,综合考虑燃料-基体界面损伤层、燃料颗粒辐照肿胀以及环境压力等关键特征进行了数值建模,系统分析了燃料颗粒团聚体积分数、颗粒团聚位置、运行环境静水压力以及基体材料性质对弥散型核燃料芯体失效的影响规律,发现燃料颗粒团聚区域是弥散型核燃料芯体失效的起点,而运行环境静水压力对芯体应力集中有抑制作用,揭示了燃料颗粒团聚现象对弥散型核燃料元件力学性能的“短板效应”。团聚区域的燃料颗粒通过密集堆叠的方法进行几何建模,局部燃料颗粒团聚体积分数由最小颗粒间距定义。有限元计算结果表明,燃料颗粒团聚体积分数越大,弥散型核燃料芯体越容易失效。而包壳外的环境压力会降低芯体内燃料颗粒团聚区域的应力水平,但随着局部团聚程度的增加,环境压力对芯体中Mises应力的影响逐渐减小。此外,燃料颗粒团聚区域相对弥散型核燃料芯体厚度方向位置改变对芯体的最大Mises应力几乎没有影响;燃料颗粒团聚区域在弥散型核燃料芯体的面内分布位置和环境压力共同决定弥散型核燃料芯体的失效行为。本研究可为弥散型核燃料元件的失效条件预测、可靠性评估和结构优化设计提供分析方法和数值依据。

摘要：吸气式推进系统是实现高超声速飞行的基石,随着对宽Ma范围内高速飞行器的需求日益迫切,涡轮基组合循环(turbine based combined cycle, TBCC)发动机等已成为国内外研究的焦点,而高效压缩的进气系统是其重要组成部分和关键技术之一。该文主要分析了宽Ma范围内高速飞行器对进气系统的特殊要求,回顾了国内外关于内转式TBCC进气道的研究进展,重点介绍了以TriJet为代表的内转式TBCC进气系统的设计方法。总结了内转式TBCC进气道所面临的主要挑战,着重介绍了这类进气道面临的独特的锥面激波/边界层干扰问题,可为后续的研究工作提供参考。

摘要：为了探究具备抗多发弹打击的蜂窝点阵-陶瓷复合装甲在冲击波与破片联合载荷下的防护性能,改善当前防护装甲基于破片或爆炸冲击波单一载荷开展结构设计的不足。通过泡沫铝-弹丸复合弹模拟联合载荷,采用有限元模拟,研究蜂窝点阵-陶瓷复合装甲在联合载荷作用下的结构动态响应与毁伤机理,明确速度差和预变形两种协同作用机制;进一步研究联合载荷中爆炸冲击波与破片抵达先后顺序与抵达时间差对复合装甲防护性能的影响。最终,进行参数化研究,讨论蜂窝点阵-陶瓷复合装甲中,不同子结构关键几何参数对防护性能的影响规律,评估不同子结构的防护贡献,为最优防护性能设计提供指导。

摘要：飞机结构部段结构静力试验是验证结构承载能力、有限元模型等设计指标的重要手段。部段试验相比全机试验规模较小,但需要解决边界分离面刚度匹配、支持模拟、加载模拟等技术难题,保证结构考核精度不受影响。某型飞机机翼为联翼式桁架布局,取中间一段机翼进行静力试验,需要解决多分离面优化设计,气动惯性载荷优化设计及施加等问题。采用分级解耦的设计思想,将试验设计的各个影响因素逐级剥离并建立相应的分析对比模型,依据结构响应误差进行优化设计,评估每一级简化模拟带来的误差。以结构有限元数值仿真为基础,提出了多铰支接头位移+主动载荷混合边界模拟,分离面加载假件刚度解耦设计与优化,桁架式机翼载荷优化设计及载荷施加等试验技术,使部段试验设计精度达到较高水平。

摘要：在全尺寸结构强度试验中,需将原始理论载荷转化为试验实施载荷,载荷处理的结果直接关乎着试验考核的真实性和有效性。传统的载荷处理方法基于载荷等效,载荷处理完成后再对比数值分析结果,这种开环的载荷处理方法遇到复杂结构和载荷时通常效率和精度都大打折扣。提出了一种基于考核目标等效的试验载荷处理方法,将数值仿真分析结合到载荷处理过程中,搭建一种载荷优化设计-试验态分析-考核目标评估的闭环架构,以结构目标响应为评估判据和优化目标,结合灵敏度分析、遗传算法等智能优化算法,搜索试验态载荷最优解,大幅提高了载荷处理的效率和精度。在此基础上,基于MATLAB GUI平台开发了载荷处理软件,模块化地实现了灵敏度分析、载荷-响应矩阵计算、载荷优化设计等功能。将基于考核目标等效的载荷处理方法成功应用到某飞机升降舵结构载荷处理中,实现了试验考核目标响应误差精准控制。

摘要：以模型超燃冲压发动机为研究对象,该文设计了一种边界层燃烧装置,基于考虑边界层转捩的四方程Transition SST湍流模型,化学反应动力学模型采用9组分27步反应的氢气/氧气反应模型,对边界层燃烧在超燃冲压发动机内的摩擦减阻特性进行数值模拟研究。结果表明:引入边界层燃烧可以使超燃冲压发动机燃烧室壁面摩擦阻力得到大幅度降低。发动机下壁面采用扩张型面会抑制燃烧室内的边界层燃烧,不利于燃烧室内的壁面摩擦减阻,但尾喷管段的减阻效果更为明显;而当发动机流道下壁面向主流收缩时会增强燃烧室内的边界层燃烧,进而增大燃烧室内的减阻效果,但不利于尾喷管段的减阻,若能保持燃烧室下游的边界层燃烧火焰,采用收缩型面构型的发动机减阻效果最优。

摘要：在非线性结构的振动控制设计中结构模型的阶数不宜过高,为此,本研究以含局部非线性的悬臂梁为研究对象,开展影响POD降阶方法所得低阶模型精度的研究。着重分析了非线性强弱、降阶模型的阶数、POD模态获取源信号的激振类型、响应信号的采样频率和响应信号采样时长等因素对降阶模型响应预测精度的影响。结果表明:对于强非线性的局部非线性悬臂梁系统,POD方法同样适用;在选取源信号的激振类型时,应避免选取脉冲激励信号;响应的采样频率与时长不一定要选取过大。最后,提出了一种针对含有噪声信号应用POD方法的解决方案,可为工程应用提供有益的参考。

摘要：针对基于手工特征的相关滤波跟踪器在快速变形、背景杂乱等挑战性跟踪场景效果不佳的问题,在Staple跟踪器的基础上提出了一种新型的相关滤波跟踪器。结合方向梯度直方图特征与颜色命名特征构建了目标外观模型,增强其对快速变形以及背景杂乱等场景的鲁棒性;设计了自适应评分函数对2种特征进行融合,得到更具有鉴别性的特征;针对不同的特征分别提出了在线更新策略以减小训练过拟合与模型漂移。实验结果表明:该跟踪器在跟踪的准确性与实时性上均有着优良表现。