摘要:围绕火星探测器减速着陆过程中涉及的开伞控制技术、降落伞拉直过程的绳帆现象、降落伞充气性能以及物伞系统动力学特性等关键技术问题进行了研究。通过对探测器进入轨道的分析，提出了一种以动压为控制目标的自适应开伞控制方法，并对其原理和实现方法进行了研究。采用降落伞拉直过程多刚体、多质点、多自由度动力学模型，对绳帆现象进行了数值仿真分析，发现开伞攻角是绳帆现象的主要成因，并提出了设计控制措施。采用降落伞轴向-径向动量守恒充气模型研究了大气密度对降落伞充气性 能的影响，得到了大气密度对降落伞充气时间、充气距离、充气过程中伞衣面积变化及开伞载荷的影响规律或特点。利用物伞系统动力学模型，研究了物伞系统减速下降过程的动力学特性。本文研究内容对于中国火星探测器减速着陆系统的工程设计、试验及性能评估等均具有较好的参考价值。

摘要:降落伞拉直过程是关系到伞-载系统安全可靠工作的关键阶段，涉及到三维空间多体系统动力学和变质量变自由度动力学问题。本文综述了柔性降落伞拉出过程动力学仿真技术中的一些关键问题。首先从拉直过程仿真方法进行介绍，通过具体 算例分析了各自方法的特点。然后构建了动力学模型中主要因素之间的相互关系，分析了气 动力的影响因素及风速对拉出过程的影响。同时阐述了绳段张力的几种计算模型及其特点，指出 了它们的一般应用范围。最后，对伞-载系统拉直过程仿真减小数值计算误差的途径及未来需要 关注的几个方面进行了探讨。

摘要:火工装置常用于降落伞的强制开伞。针对柔性降落伞织物的可压缩特性，建立了弹射筒可压缩弹射出伞模型并开展了仿真计算，仿真结果与传统刚性模型进行了对比，表明可压缩弹性模型与 实验数据更吻合，具有更高的准确性。同时研究了火工药剂参数、弹射筒几何结构及伞包材料特性对弹射力、伞包拉力及弹射速度的影响，发现火工装置初始容腔增大或活塞尺寸减小均会降低弹射推力；而伞包材料弹性使伞包受力小于并滞后于顶盖受力，伞包弹性越好，包装密度越小，越有利于降低顶盖速度和伞包受力。本文的可压缩弹射出伞模型为火工装置 及伞包设计提供了一种新的设计分析思路。

摘要:火星有着与地球相似的自然环境，是深空探测的重要内容。降落伞减速是火星着陆探测的关键环节，但火星大气环境和地球差异很大，使火星降落伞减速着陆过程具有超声速和低动压的特点。选择较优的降落伞减速技术途径，可以降低任务资源消耗，以提高探测器进入减速着陆过程的可靠性。针对火星着陆探测中的关键环节，本文首先对美国航空航天局和欧洲太空局的火星着陆探测任务进行了介绍，然后在此基础上总结了火星降落伞设计的技术特点，最后根据中国首次火星探测的任务要求，对降落伞减速方案几个重点环节进行了研究分析。

摘要:翼伞具有良好的滑翔性、操纵性和稳定性，广泛应用于航天器精确着陆和定点回收。为进行归航控制算法设计，需对翼伞系统动力学特性进行深入研究。以一般翼伞载荷系统为研究对象，采用拉格朗日乘子法建立了两体8自由度动力学仿真模型，对3个飞行工况进行了仿真分析，结果与相应的空投试验数据基本吻合，验证了仿真模型的有效性。

摘要:为更准确地模拟降落伞动力学特性，根据质点系动量定理和动量矩定理推导出一种改进的降落伞动力学模型。基于该模型对某十字型伞开展了稳降阶段的编程计算，获得了降落 伞和载荷体的速度及姿态角的变化情况，数值计算结果和空投试验结果有很好的一致性。该模型易于编程，相较于传统模型能得到更准确的降落伞速度和姿态角的振荡频率，是传统降落伞动力学模型的有益补充。

摘要:对传统直角坐标网格进行改进，根据计算机图形学对与物面相交的正方形网格进行切割,使单元与物面贴体，并能根据流场的变化对网格区域进行局部加密。结合直角坐标网格与非结构网格的特点，编写了自适应直角坐标网格的生成程序，并发展了基于切割单元直角坐标网格的直接模拟蒙特卡洛(Direct simulation Monte Carlo, DSMC)方法。同时通过当地模拟分子数、动态时间步长技术优化DSMC方法，提升计算效率。数值结果表明，本方法在计算过程中使搜索效率得到大大提升，同时也保证了物面网格单元的贴体性，提高了物面附近流场的计算精度，还易于实现网格自适应。

摘要:采用数值模拟手段，对流体二次引射推力转向参数影响规律进行了研究。首先采用二元矩形矢量喷管，结合风洞试验及国外文献计算数据，验证了自主开发的流体推力转向数值模拟软件的可靠性；在此基础上，开展了流体二次引射推力转向的机理研究和各种参数影响规律数值模拟研究，并详细研究了不同主次流压比、引射缝隙位置和缝隙宽度等参数对干扰流场结构及推力转向偏角的影响，获得了各设计变量对喷管性能及内部流态的影响规律，给出了流体二次引射实现推力转向的基本设计原则及较优的参数组合方案，相关结论可为流体二次流引射推力矢量喷管设 计提供依据。

摘要:跨音速条件下，激波将导致大后掠飞翼布局出现激波/边界层干扰、激波/前缘涡干扰等复杂流动现象，对其流动特性、气动性能产生严重影响。本文采用数值模拟方法研究了跨音速时小展弦比飞翼布局流动特性随迎角的演化，并分析了翼身厚度对前缘涡流动的影响。计算结果表明：在无前缘涡区，翼身厚度在机头处引起侧洗作用，在尾部出现激波/边界层干扰现象，导致流动分离；在前缘涡发展区，翼身厚度的侧洗作用使飞翼模型前缘涡形成较晚，影响区域减小，但使其前缘涡发展较快，强度增大，在背风侧诱导的吸力增加，从而使前缘涡涡升力基本不变；同时，侧洗作用导致翼身背风侧激波位置前移，诱导前缘涡破裂，使涡破裂迎角大幅减小。本文研究为大后掠飞翼布局气动布局设计和流动机理分析提供了基础。

摘要:应用RNGκ-ε二阶精度增强壁面函数法，数值模拟了典型风扇翼翼型在不同迎角、不同叶片转速、不同前方来流速度情况下翼型的流场特征和气动力系数变化。通过对流场和气动力系数的计算分析发现：在来流速度较大情况下，风扇翼翼型上部后行叶片会引起翼型上的气流分离，随着速度的增加，气流分离加剧，翼型气流分离引起翼型升力系数随着来流速度增加而不断下降。通过研究翼型弦线上分布点的力矩系数随翼型迎角、来流速度和风扇转速的变化规律，确定弦线上力矩系数不随各状态量变化的点约在翼型弦线上距前缘的40%弦长位置。

摘要:建立了直升机滑跑时机体侧向模态频率的计算模型，用停机状态的试验数据对理论模型进行了验证，误差在10%以内。不大的总距操纵可建立起直升机的稳定滑跑，而起落架机轮侧向刚度随滑跑速度的增加而降低，这是导致机体侧向二阶模态频率随滑跑速度降低的主要原因。特别在低速滑跑阶段，机体侧向二阶模态频率随滑跑速度的提高而迅速下降，与停机状态相比，滑跑速度在35 km/h时机体模态频率的降幅高达47.6%。

摘要:基于计算流体力学(Computational fluid dynamics，CFD）方法，分析研究了新型下反桨尖对前飞状态旋翼桨/涡干扰(Blade-vortex interaction, BVI)噪声特性的影响。首先，通过求解Navier-Stokes方程获 得准确的噪声声源信息，湍流模型采用一方程S-A模型。采用双时间法进行时间推进，为了提高流场的收敛速度，在伪时间方向上使用高效的隐式LU-SGS格式推进，并采用并行算法进行加速。然后，在获得的可靠声源信息基础上，采用基于FW-H方程的Farassat 1A公式 求解噪声。对有试验结果的算例进行了对比计算分析，验证了本文噪声预测方法的有效性。在此基础上，针对具有典型BVI噪声特征的前飞斜下降状态，开展了不同下反角度桨尖新型旋翼噪声辐射特性的计算分析，通过噪声辐射球的对比结果表明，选择适当的下反桨尖， 可以有效地降低前飞斜下降状态下旋翼BVI噪声，从而达到较好的旋翼噪声抑制效果。

摘要:共轴刚性旋翼直升机在突破常规直升机前飞速度极限的同时会产生巨大的桨毂阻力。为研究共轴刚性旋翼直升机桨毂的阻力特性，采用天平测力的方式在1.4 m×1.4 m直流风洞中对不同的共轴双桨毂组合模型进行了风洞试验。试验状态变量包括桨毂转速、模型各部件间缝隙和不同整流模型组合。试验结果表明：共轴双桨毂试验模型的阻力受对称光滑桨毂旋转运动的影响基本可忽略；各整流部件间缝隙对模型所受阻力影响较大，大缝隙会使试验模型阻力增大；各整流部件分离尾流存在较大的气动干扰，使模型所受阻力明显增加。

摘要:基于RANS方程和SST湍流模型，采用飞翼无人机升力系数判据、俯仰力矩判据和表面极限流判据等对抖振始发迎角度进行了预测估计。基于较为详细的结构模型和气动模型，构造了结构与气动的耦合求解技术，同时采用弹簧近似光滑和局部重构组合方法对气动的动网格技术 进行更新；然后分别在时频域内分析了飞翼无人机的抖振载荷响应。研究结果表明：基于CFD的RANS方程、SST湍流模型及各类判据预计刚性飞翼无人机在低速大迎角状态下的抖振始发迎角可以得到较为合理的结果；采用升力系数判据、俯仰力矩系数判据预测的抖振始发迎角与表面极限流判据预测的始发迎角相比要保守一些；而表面极限流判据方法能给出翼面气流 流动的细节，采用此判据可以分析对比不同迎角下的翼面气流流动变化情况；与气动弹性及嗡鸣响应相比，抖振是一种强迫振动，其响应频率并不单一。

摘要:为了得到软芯三明治梁在移动集中载荷下的动力响应，基于扩展的高阶三明治梁理论和Hamilton原理，建立了任意节点的弱形式求积三明治梁单元，利用微分求积法的权系数显式表达式给出了单元刚度矩阵和质量矩阵的公式，并验证了刚度矩阵和简化质量矩阵的正确性和方法的有效性，结果表明弱形式的求积单元法具有精度和计算效率高的优点。然后，采用中 心差分法首次给出了两端固支软芯三明治梁在移动集中载荷作用时的动力响应。本文的研究拓展了弱形式求积法的应用范围。

摘要:开孔的存在会显著地降低复合材料结构的强度。基于应力场强法的思想，提出了一个预测含圆孔复合材料层合板剩余强度的工程简化模型。采用大量试验数据，对本文提出的应力场强法模型与其他典型的特征距离法模型进行了评估分析。结果表明，应力场强法和平均应力准则法预测能力要优于点应力准则法和损伤区域准则法，应力场强法预测值与试验吻合程度略优于平均应力准则法。

摘要:提出了预测整体中空夹层复合材料经向弯曲刚度的理论方法。根据织物结构特点，运用夹层梁理论推导出纯弯曲时面板承担的弯矩占总弯矩的比例，在此基础上建立了材料宏观弯曲刚度和面板弯曲刚度的关系式，从而通过计算面板刚度以及相应结构参数预测了材料经向弯曲刚度，并研究了不同织造参数下弯曲刚度的变化。通过与实验值和理论预测值的对比，验证了理论预测方法的正确性。

摘要:为了建立复合材料加筋壁板承受压缩载荷下屈曲、后屈曲和破坏整个失效过程的数值分析方法，对复合材料加筋壁板进行了压缩稳定性试验和有限元分析研究。采用特征值分析法对加筋壁板进行了屈曲分析，得到加筋壁板的屈曲模态、屈曲特征值及屈曲载荷；根据加载端的载荷-位移曲线采用弧长法 (Riks)，得到了弧长法的屈曲载荷及后屈曲承载路径；引入失效准则，得到后屈曲直至破坏的承载能力。对比两种有限元分析法与试验结果可以得到：加筋壁板的后屈曲承载能力很大，特征值法分析屈曲载荷较弧长法更精确，而弧长法可以更好模拟后屈曲行为，建立的分析法与试验结果吻合较好。

摘要:为实现大型复合材料构件损伤的微波扫描固化快速修补，提出选择吸波性能优异的Fe3O4作为环氧E51+DDM体系的微波吸收剂，利用超声设备对Fe3O4粉体进行分散， 研究了Fe3O4添加量对微波扫描固化速度的影响并探索其增速机理；在此基础上制备Fe3O4体系的玻纤/环氧复合材料试验件，研究了添加Fe3O4对玻纤增强复合材料热、力学性能的影响。研究结果表明：Fe3O4的加入提高了体系的吸波能力进而加快体系的反应速率，且在添加量为1%时对体系的增速效率最高，与纯环氧体系相比其固化时间缩短了24%；与未加Fe3O4纯体系相比，添加1% Fe3O4环氧体系的玻璃化转变温度提高了1.5 ℃，拉伸模量提高了5.8%，但两者的拉伸强度相当，弯曲强度及短梁剪切强度分别提高了9.0%和6.5%。

摘要:采用虚拟晶胞近似方法控制固溶体中的Er含量，基于密度泛函理论的第一性原理赝势方法研究了Er对Mg-xEr(x=1 at.%~6 at.%)固溶体的固溶强化作用。计算结果表明：Mg-xEr(x=1 at.%~6at.%)固溶体的体模量(B)随Er含量的增加而逐渐增大，当Er含量为4at.%时体模量达到最高值，之后基本保持不变。剪切模量(G)和杨氏模量(E)随Er含量的增加而降低，当Er含量达到6%时，又略微增大。6种固溶体的G/B值均小于0.57，都是韧 性材料。Er掺杂量为1 at.%~5 at.%的区间内，随Er含量的增加，固溶体的G/B值明显降低， 泊松比(ν)增大，合金韧塑性提高；当Er含量继续增大到6at.%，固溶体的G/B值有所升高，泊松比(ν)减小，合金韧塑性下降。随着Er含量的增加，态密度整体向低能级区域移动，费米能级低能级区域的成键电子数逐渐增多，同时底带宽度明显变宽，合金成键能力增强。在Er含量为1 at.%~ 2 at.%的区间内，受Er-4f电子影响总态密度图中出现了明显的赝能隙，费米能级在赝能隙高能 侧，合金电子跃迁困难。当Er含量大于2 at.%时，赝能隙变得不明显，费米能级处的态密度 值比较高，合金活性增强。

摘要:漂浮式风力机与近海桩基式风力机、陆上风力机差异很大，特别是漂浮平台设计复杂，对仿真工具要求更高。海上风力机除受气动载荷之外，还需进一步考虑海洋环境所施加的 各种其他载荷。采用自由涡尾迹方法计算风力机气动性能，分别采用线性波和PM频谱模拟波浪运动并应用Morison方程计算波浪载荷。构建张力腿漂浮平台结构动力学方程，以气动载荷和波浪载荷为激励，得到平台响应，并反馈至气动计算，从而完成气动、结构和水动的耦 合计算。最后以大型风力机NH1500为例，对张力腿式海上风力机进行仿真模拟，对比分析来流风速、浪高和波浪入流角对漂浮平台运动和风力机气动性能的影响，采用PM频谱模拟真实海况并计算漂浮式风力机动态响应，为漂浮式风力机设计提供了依据。

摘要:基于刚性地基和软夹层地基上基础隔震结构的振动台模型试验体系，建立了刚性地基和软夹层地基土-基础隔震结构动力相互作用的等尺寸三维有限元分析模型，对比分析了两者不同地基上模型结构体系的自振频率、加速度反应和模型地基的加速度反应规律。对比分析结果表明：数值模拟计算结果和模型试验结果虽然在数值上的差距较大，但两者反应的模型在地基地震反应特征、隔震层的隔震效果 和模型隔震结构的地震反应等方面的规律基本一致。也就是说，采用振动台模型试验开展土- 隔震结构动力相互作用的研究在定性规律的反应上是可行的，但在定量模拟方面还存在明显的不足。

摘要:结合浦东机场五跑道工程的勘察及监测资料，论证了深厚软基塑料排水板超载预压的效果，分析了跨古河道机场跑道软基工后不均匀沉降分布特征。结果表明：古河道区域沉降特征不同于正常区域，采用塑料 排水板堆载预压对跑道软基深层处理，工后沉降量及差异沉降率基本满足规范要求；但受古河道分布影响，沉降及不均匀沉降加大，应按压缩层厚度分布变化情况，适当增加超载、塑料排水板布设深度或加密布置间距。

摘要:从三自由度飞机模型出发，提出了新的机场道 面平整度评价理论，以不同平整度等级的3条测线的道面高程作为输入，在Matlab/Simulink环境中对飞机的三自由度振动方程进行求解，得到飞机机身的3个振动响应量：纵向俯仰角φ、横向滚转角θ及质心处竖向位移。在此基础上计算出道面整机平整度指数 (Full aircraft roughness index,FARI)沿跑道纵向的分布曲线；同时计算出相同道面的国际平整度指数（International roughness index,IRI）。分别将FARI，IRI与在相应道面上滑行的飞机加权加速度均方根值进行了相关性分析，相关系数分别为0.980 6和0.886 9。结果表明整机平整度指数FARI更能够客观反应飞机所有机轮覆盖范围内道面起伏情况对飞机滑行过程中颠簸量的影响效果，更适合于机场道面平整度的评价。