摘要:首先概述了真空绝热板（Vacuum insulation panel，VIP）芯材、阻隔膜和吸气剂的研究现状，分析了不同芯材、阻隔膜和吸气剂对VIP的绝热性能和使用寿命的影响，并基于VIP的应用要求提出了适用于建筑用VIP的最佳结构，即多层金属（或氧化物）树脂复合阻隔膜包覆超混杂复合芯材和碳基氧化物复合吸气剂的VIP。该VIP不仅具有低热桥、阻气阻氧性能好的优点，还具备耐压、耐折、回弹性低、抗刺穿和耐老化的优良特性，充分发挥了纤维型VIP和颗粒型VIP的优点，同时完美结合了纳米涂层与树脂膜的优势，克服了颗粒型VIP易溃散、纤维型VIP易回弹、金属镀层缺陷大和树脂膜易刺穿的缺点。此外，碳基氧化物复合吸气剂的抗热辐射性能良好，可进一步提高VIP的绝热能力。最后指出研究和开发高性能、低成本的VIP将是未来研究工作的发展方向。

摘要:作为真空绝热板的芯材，多孔介质微尺度空间形貌结构及物性参数对其绝热性能影响较大。为研究多孔介质真空下的导热性能，选择颗粒状、纤维状和泡沫状3种典型多孔介质材料，并基于Lattice-Boltzmann(LBM)提出了一种随机构造多孔介质物理模型的方法。模型中重要参数结合多孔介质电镜扫描图像处理获取。采用D3Q15LBM模型进行数值模拟，并分析了真空度及颗粒/纤维/泡孔等效直径对导热系数的影响规律。模拟与实验的对比结果揭示了多孔介质真空下的导热系数随真空度及多孔介质物性参数的变化规律。

摘要:吸气剂是真空绝热板(Vacuum insulation panel， VIP)的重要组件之一，尤其是对于玻璃纤维芯材与有机泡沫芯材不可缺少，因为这些芯材的VIP导热系数对压力变化比较敏感。本文以玻璃纤维芯材的VIP为研究背景，通过对板内残余气体成分分析，开发了一种复合型吸气剂，研究了吸气剂的化学组分、制备工艺及性能参数，利用自制系统测试了吸气剂的吸气性能，探讨了吸气剂的吸附过程与吸附机理。将该吸气剂用于玻璃纤维芯材的VIP中，并与未使用吸气剂的VIP进行对比分析，结果表明该吸气剂能够使VIP的初始导热系数更低、使用寿命更长。

摘要:为研究布置真空绝热板对冷藏集装箱内温度分布的影响，以20 ft机械式冷藏集装箱为研究对象，建立箱内空气对流与换热的物理和数学模型。采用标准 k-ε紊流模型，对稳态下的真空绝热板冷藏集装箱和聚氨酯冷藏集装箱内温度场分布情况进行模拟仿真。模拟结果表明：采用真空绝热板作为保温材料，冷藏集装箱箱内温度场分布状况明显优于聚氨酯冷藏集装箱，而且平均温度能够降低0.8 K。最后，对20 ft实体聚氨酯冷藏集装箱进行实验，仿真与实验结果能够较好吻合，验证了模型的准确性。

摘要:对于市场前景广阔的气相二氧化硅和玻璃纤维芯材的真空绝热板（Vacuum insulation panel，VIP ），可以通过检测其内压值来检测VIP质量。本文以负压膨胀（即逆真空法）原理研发了内压测试仪，可以快速有效地测试VIP板内压强值，以此判别该VIP板是否合格。对测试结果 与理论值进行对比发现，该测试仪精确度较高，误差可以控制在1%左右。然后，研究了不同口径大小吸盘对玻璃纤维芯材VIP内压测试结果的影响，试验证明仅小口径吸盘才能成功地测试该类VIP板内压值。最后，采用MATLAB线性拟合模块研究了两种VIP板内部压强与导热系 数的关系式，可以从理论上更好地指导VIP板的高质量生产。

摘要:为进一步提高真空绝热板保温隔热性能、延长使用寿命、完善制作工艺，在介绍真空绝热板基本构成的基础上，对其使用寿命进行了界定；从隔气结构出发提出影响真空绝热板使用寿命的理论依据，建立了相应的数学模型，并通过高温老 化实验进行验证。实验结果与理论分析基本拟合，结果表明真空绝热板在高温环境（50/70℃）中应用会加快其阻气膜的老化速度。

摘要:为了降低耐高温低发射率涂层固化温度，分别向涂层中加入固化剂和不同粒径的CeO2填料来调节涂层固化的化学交联和物理失水过程。研究了氟硅酸钠和CeO2粒径对涂层低温固化时的交联度及抗热震性能的影 响。采用透射电镜对硅酸盐粘合剂三维网络状结构进行表征，用扫描电子显微镜观察涂层表面孔隙分布，并用IR-2型发射率测量仪测量涂层的发射率。研究表明，通过本文方法可实现涂层在35 ℃低温固化并保持良好的抗热震性能，抗热震可达40次，且仍满足低发射率要求， 最低发射率为0.376。

摘要:采用氧化石墨烯（Graphene oxide，GO）与固相法制备的Li2Ru0.6Mn0.4O3复合得到Li2Ru0.6Mn0.4O3/ GO复合电极材料，并利用X射线衍射（X-ray diffraction，XRD）、扫描电子显微镜（Scanning electron microscope，SEM）、透射电子显微镜（Transmission electron microscope， TEM）和能谱仪(Energy dispersive spectrometer， EDS)分别对其晶体结构、形貌进行了表征。氧化石墨烯不仅可以改善Li2Ru0.6Mn0.4O3的导电性，而且可减小其在电解液中因溶解而发生的副反应。电化学测试表明：复合后电极材料的循环性能和倍率性能得到了明显的改善，200圈以后容量依然为初始容量的87.5%；5 C大倍率的充放电后，电流密度回到0.1 C时，容量保持在初始容量的95%以上。

摘要:针对军用飞机飞行小时数较低、飞机寿命主要由日历寿命确定的状况，提出了一种基于年飞行强度的日历寿命方法。该方法以一般环境下的疲劳定寿结论为前提，通过地面停放腐蚀影响系数C和空中腐蚀影响系数K的逐年修正获得动态、视情的飞机日历寿命。算例表明该方法既可以确定给定年飞行强度下的飞机日历寿命，又可以为现役飞机的日历寿命控制与延寿提供一种可行的方法。

摘要:小载荷删除方法是加速疲劳试验技术中的一种，现有的删除方法往往忽略了结构疲劳性能的随机性。本文将疲劳寿命看作连续的随机变量，采用概率距离定量描述小载荷删除前后疲劳寿命分布的差异程度，以删除谱与原始谱的疲劳寿命同分布为标准作为小载荷删除的方法。该方法考虑了结构疲劳性能的分散性，可根据结构的p-S-N曲线和载荷谱的应力分布函数计算相应的小载荷删除水平。对LC4CS铝合金缺口件在5种载荷谱下进行疲劳试验，结果表明，计算得到的删除谱与原始谱的疲劳寿命同分布，载荷循环数为原始谱的8.4%，节省了试验时间。

摘要:为研究复合材料机匣在复合材料弹体撞击过程中弹体的破坏模式与机匣吸能特性，在ANSYS/LS-DYNA软件中基于连续损伤力学模型开展了一系列的复合材料弹体偏航撞击仿真。仿真结果表明：对于偏航撞击，随着偏航角度的增加，弹体剩余动能逐渐减小，靶板吸收的能量逐渐增大，主要是因为偏航角度越大，弹体与靶板接触面积逐渐增大。同时通过仿真得到钛合金弹体冲击复合材料靶板的计算结果，发现钛合金弹体临界穿透速度比复合材料弹体小，更易击穿靶板，因此复合材料叶片的使用不仅可以减轻叶片的质量，也有助于改善机匣包容性。

摘要:考虑筋条的扭转弹性支持作用，采用里兹能量法建立了轴压复合材料加筋壁板蒙皮局部屈曲问题的理论模型。考虑筋条下缘条对蒙皮的影响，对该理论模型提出了一种改进计算方法。对典型复合材料加筋平板轴压局部失稳临界载荷进行算例分析，通过理论分析结果、试验结果和有限元仿真结果的比较，验证了本文方法的合理性。同时实验结果表明，采用本文方法可显著提高蒙皮局部屈曲载荷计算结果的精度。本文方法可用于复合材料加筋壁板蒙皮局部稳定性前期分析设计中。

摘要:应急断离结构主要用于飞机的重要连接部位，如发动机吊挂接头、起落架接头及襟翼连接接头等，其结构设计及适航验证是民用飞机机体结构设计的关键技术。为表明民用飞机适航性，通过对民用飞机适航条款（CCAR-25）及应急着陆情况的分析，研究给出了民用飞机应急断离典型结构的设计方法及适航验证流程，并基于此对应急断离典型结构进行设计和试验验证。结果表明：所采用的民用飞机应急断离设计方法及试验方案满足适航要求，可运用于民用飞机应急断离典型结构设计及民用飞机适航验证；断离时间及断离失效判据与理论预测结果吻合较好，可为典型结 构断离设计提供理论依据。

摘要:针对民用飞机增升装置对机翼气动力特性的影响，在南京航空航天大学NH-2低速风洞开展了某型号客机等弦长后掠半模（Swept constant chord half-model，SCCH）增升装置测力风洞试验研究。试验来流马赫数为0.2，基于机翼弦长的试验雷诺数为1.85×106。通过试验结果，重点分析了前缘缝翼的偏角、缝道宽度及缝道搭接量对机翼增升装置增升效率的影响，得到了起飞构型和着陆构型缝翼偏角及缝道的最佳组合参数。试验研究发现，缝翼偏角从18°增加到24°时，失速迎角和最大升力系数都增大，缝翼偏角从25°增加到31°时，失速迎角增大，最大升力系数没有明显的变化。起飞构型前缘缝翼最 佳缝道宽度为1.5%~2.0%，最佳缝道搭接量为1.0%左右；着陆构型缝翼最佳缝道宽度为2.0%~ 2.5%，最佳缝道搭接量为 -1.0%~0%。最佳缝道宽度随缝翼偏角的增加呈现增大趋势。

摘要:为了确保飞机在变后掠角过程中的飞行稳定性，提出了一种基于滚动时域优化(Receding horizon optimal，RHO) 的修正控制方法。首先，采用反步方法进行标称控制律设计，提供基本的飞行稳定性和跟踪性能。其次，将指令滤波器表示成状态空间的形式，基于指令滤波器、飞机和积分跟踪误差的状态方程得到一个增广状态方程。然后，采用RHO方法进行修正控制律设计，在有限滚动时域内计算得到修正控制量，对标称控制器输出进行在线补偿，确保快速变后掠角过程中的飞行稳定性。最后，通过变后掠角飞机航迹倾斜角控制系统仿真对算法的有效性进行了验证。

摘要:结构应力应变高精度测量对于实现直升机动静态强度监测与评估具有至关重要的意义。由于光纤光栅传感器具有柔韧性好、芯径细、抗电磁干扰 能力强以及便于实现分布式监测等显著优点，使得其在航空航天器结构强度监测领域受到广泛重视。为提升直升机应变监测精度与灵敏度，本文研究了光纤光栅传感器应变感知原理和精度影响因素，构建了基于光纤光栅传感器的板结构应变监测系统。在此基础上，提出剥离光栅栅区涂覆层、施加预应力及其双层胶接等预处理集成方法，实现对板结构光纤光栅传感 器应变测量精度的有效提升。

摘要:针对经典最大熵概率密度估计中拉格朗日乘子计算目前存在高度非线性、计算精度不高或有时难以收敛等问题，提出了一种“最大似然+逐次优化”的方法。基于最大似然估计法，推导建立了简化的拉格朗日优化函数；在此基础上，基于样本原点矩约束，提出了逐次寻优算法。根据优化过程不稳定，重新推导了拉格朗日乘子的线性 变换公式，避免矩阵求逆运算引起的奇异现象。针对几种常见的概率分布类型及可靠性问题，采用极大似然最大熵概率密度估计法与经典型最大熵概率密度估计法分别计算概率密度及可靠度的对比表明：极大似然最大熵概率密度估计法的优化函数非线性程度低，形式简单，而且“极大似然最大熵概率密度估计+逐次优化法计算”精度高，收敛性好。

摘要:伽辽金弱形式和径向基点插值法（Radial basis point interpolation method，RPIM）的无网格法在解决偏微分方程问题中表现出良好的性能，但是在同时提高计算效率和精度方面存在困难。为了提高此类无网格法的计算效率，本文定义了一种基于背景网格的定义域，在计算定义域内的积分点插值时采用同 一批节点，在插值计算过程中减少了部分矩阵计算次数，降低了RPIM无网格法的计算时间。在提高计算精度方面，本文提出一种杂交应力的无网格方法，用Hellinger-Reissner(H-R) 变分原理推导求解方程，采用无网格方法求解。数值算例表明，本文方法计算二维固体力学时，在具备良好的计算精度的同时提高了计算速度，具有较高的实际应用价值。

摘要:为了在大流量、高密度和小间隔条件下获取多航空器鲁棒无冲突轨迹，针对不同的航路空间分布结构，通过将单架航空器视为一个批次以及引入缓冲时间参数，基于航路冲突点保护区竞争机制，在极大代数框架下根据管制 间隔约束构建了单航段和多航段航空器流控制模型，建立了模型输入变量、状态变量和输出变量之间的约束关系。从各类子模型的空间逻辑结构出发，进一步构建了空域多航空器极大代数耦合模型。基于不同的调配目标，设定了多类鲁棒优化指标函数，采用调整航空器到达航段入口时刻和在航段上运行速度两种策略，提出了多航空器轨迹规划鲁棒优化模型。算例分析表明，本文所提出的规划模型可行有效。

摘要:针对目前文献中采用的充液航天器模型多为二维平面模型，而实际中充液航天器在轨运行环境为三维环境的情况，对一类贮箱关于航天器中心轴对称的三维面充液航天器进行了动力学建模与姿态控制研究，使其更具有实际意义。首先，根据航天器在轨运行的环境建立了参考坐标系，采用单摆模型等效液体燃料的晃动。在此基础上采用角动量守恒定律建立了充液 航天器各个部分对其质心的惯性力矩，并将其与充液航天器动能方程推导得出的拉格朗日方程相结合，得出完整的动力学方程，完成了建模工作，并分析得出该欠驱动系统零动态不稳定的结论。最后，考虑航天器刚体部分常值转动惯量存在参数不精确，同时三轴力矩发生常值干扰的情况，设计了滑模控制器，保证了充液航天器在轨道坐标系上的姿态稳定。

摘要:空中交通复杂度是对空域结构的客观衡量，是影响扇区规划的最主要因素之一。为了合理利用空域资源、提高空中交通运行效率，研究了基于复杂度分析的空域扇区划分问题。针对空域的内部结构与运行状态，深入分析扇区面积、航路结构、交叉点复杂性、机型混杂程度以及运行状态混合程度等影响因子的特性，建立了可量化计算的空中交通复杂度评估指标，定义了空中交通复杂度；基于空中交通复杂度来衡量管制员的工作负荷，以均衡管制员工作负荷为原则建立扇区规划模型，并采用生长算法进行求解。最后，选取珠江三角洲地区的空域进行实例分析，验证了本文扇区划分方法的有效性。