建立了一个改进的LCW型的精化高阶理论,以分析厚圆柱壳的振动.提出u,v为三次多项式、w为二次多项式的位移模式,并利用上、下自由表面横向剪应力为零的边界条件,对所假定的位移场作了化简,将三阶剪切变形理论的未知数缩减为7个,在此基础上建立了相应的有限元列式.通过一个典型算例,与Soldatos和Lam的高阶剪切变形理论的解析解作了比较,说明笔者的精化高阶理论是可行的,而且具有较高的精确性,比LCW高阶理论更具有实用性.还通过频率参数随长度半径比L/R的变化,说明由于考虑了法向应力和法向应变,本文方法更适用于长度半径比较小的结构.

提出了一种修正有限元模型的方法，将模型修正分为两步，首先用矩阵型方法求出系统质量，刚度矩阵的误差矩阵，通过定义的误差百分比确定建模误差位置；然后针对建模误差比较大的单元依据特征方程和固有振型对质量矩阵的加权正交条件建立参数修正方程组，方程求解采用奇异值分解法。

临近空间超高速飞行器在飞行过程中受到外部干扰作用时会出现大迎角飞行姿态,此时需大角度偏转全动平尾进行配平,带来平尾大迎角下的气动弹性问题。采用计算流体力学/计算固体力学/计算热力学(CFD/CSD/CTD)耦合方法分析了一种超高速飞行器全动平尾的气动弹性特性,重点研究了大迎角下平尾的气动响应及结构变形特点。结果表明各迎角时的气动力曲线均出现波动,随时间变化逐渐衰减至平衡位置。迎角越大,初始振幅越大,气动力系数减小的比例越大,但随时间衰减得越快。平尾存在弯曲/扭转耦合现象,结构变形导致表面压力分布发生变化,使得整体压力减小、升力系数降低,迎角越大现象越明显。平尾最大应力在迎角30°时达1.2 GPa,已达到所用镍合金材料的屈服强度极限。应在结构设计时在翼轴与平尾接触部位附近加强,或在控制方案设计时限制全动平...

为研究长航时无人机发展趋势及面临的技术难题,对长航时无人机的发展现状及关键技术进行了分析与总结.长航时无人机留空时间长,作业覆盖区域广,在高空巡航作业时受天气和大气上下对流的影响小,具备广阔的应用前景.首先以常规动力和新能源动力分类,总结了当前国内外长航时无人机的主要型号,回顾了长航时无人机的发展历程.然后,根据长航时无人机高升力、高升阻比和缓失速气动需求,复合材料大展弦比机翼大柔性特征以及长航时无人机任务环境复杂等特点,总结了长航时无人机发展过程中亟需解决的关键技术难题,包括高效气动综合设计技术、大展弦比机翼气动弹性分析和主动控制技术、复合材料气动弹性剪裁技术、柔性飞行动力学建模和控制技术以及无人机自主导航技术等.最后,结合国外长航时无人机的发展特点,提出了我国长航时无人机的发...