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World File Search System载荷
使用离散时间 H 函数减轻柔性飞机的阵风载荷 ...
湍流和阵风会导致施加在飞机结构上的空气动力和力矩发生变化，从而导致乘客不适，并且结构上必须设计能够支撑的动态载荷。通过设计阵风载荷缓解 (GLA) 系统，可以实现两个目标：第一，实现更高的乘客舒适度；第二，减少动态结构载荷，从而可以设计更轻的结构。本文提出了一种设计组合反馈/前馈 GLA 系统的方法。该方法依赖于多普勒激光雷达传感器测量的飞机前方的风廓线，并基于 H ∞ 最优控制技术和离散时间预览控制问题公式。此外，为了允许在这两个目标之间进行设计权衡（以实现设计灵活性）以及允许指定稳健性标准，引入了使用多通道 H ∞ 最优控制技术的问题变体。本文开发的方法旨在应用于大型飞机，例如运输机或公务机。模拟结果表明，所提出的设计方法在考虑测量的风廓线以实现上述两个目标方面是有效的，同时确保了设计灵活性以及控制器的稳健性和最优性。
电液伺服阀与全飞行模拟器运动和控制载荷
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MASAAG 文件 109 飞机运行载荷测量计划指南
John Moon 博士，A&SI 技术经理，QinetiQ Farnborough，MASAAG 联合主席 Wg Cdr Andy March，AVI 负责人，RAF Wyton，MASAAG 联合主席 Thomas Cook 先生，空客英国公司 A400M 和未来飞机应力负责人 Peter Gates 先生，BAE SYSTEMS 首席结构工程师，Farnborough Peter Hopgood 博士，国防科学技术实验室航空与武器系统部 Chris Hoyle 先生，BAE SYSTEMS 结构完整性工程团队负责人，Chadderton Peter Lloyd 博士，国防科学技术实验室平台科学部 Rory Martin 先生，CAA 安全监管组结构与材料部负责人 Tom M c Michael 先生，BAE SYSTEMS 适航与结构完整性负责人，Warton QinetiQ Farnborough 适航与结构完整性 Alison Mew 女士，MASAAG 秘书结构与材料负责人，阿古斯塔韦斯特兰 庞巴迪宇航贝尔法斯特首席应力与重量工程师 Dave Patterson 先生 马歇尔宇航首席结构工程师 Graham Redgrave 先生 DMSD-Pol1、DPA Abbey Wood 的 Matt Sheppard 先生
热循环载荷对三维芯片堆叠结构应力-应变响应和疲劳寿命的影响
随着芯片技术的发展，摩尔定律在微电子工业中的运用可能接近极限，三维集成电路（3D-IC）技术可以克服摩尔定律的限制，具有高集成度、高性能和低功耗的优势[1-3]。因此，3D IC中的芯片堆叠引起了电子工业的广泛关注，不同的键合技术被开发出来以保证芯片（或晶圆）的垂直堆叠，其中采用焊料的TLP键合已被提出作为实现低温键合和高温服务的有效方法。Talebanpour [4]采用Sn3.0Ag0.5Cu作为3D结构中的互连材料，经260 ℃回流温度和时效后获得了全IMC（Cu6Sn5/Cu3Sn）。储[5]研究了低温稳态瞬态液相(TLP)键合Cu/Sn/Cu和Ni/Sn/Ni焊点,分别检测到Cu 6 Sn 5 、Cu 3 Sn、Ni 3 Sn 4 、Ni 3 Sn 2 。陈[6]研究了基于TLP键合的Cu/Sn3.5Ag/Cu和Cu/Sn3.5Ag/Cu15Zn,焊点中检测到了Cu 6 Sn 5和Cu 6 (Sn, Zn) 5 ,研究发现Cu 6 Sn 5 由于其晶粒结构均一且脆性大,会降低键合可靠性;而Zn能有效地将均一晶粒结构修改为交错结构,从而提高键合可靠性。在3D IC结构中,完整IMC焊点在热循环载荷下的可靠性一直是重要的研究方向,有限元程序可以用来计算IMC焊点的应力-应变响应和疲劳寿命。田 [7] 研究了三维IMC接头的应力分析和结构优化
高空、长航时、太阳能电动飞机的载荷和气动弹性分析结果
高空平台 (HAP) 是一种重量极轻、高空长航时飞机 (HALE)，设计用于在 FL450 和 FL800 之间的高度上保持空中飞行并保持位置数天。携带光学测量设备，科学家可以长时间连续观测地球。与卫星相比，这是一个优势，卫星通常每隔几天才经过同一地点，而且飞行高度要高得多，例如，导致光学分辨率较低。启动和降落的能力允许重新配置和重新定位飞机以执行新的和不同的任务。此外，与卫星相比，飞机的购买和运营成本预计要低得多，包括基础设施（机场与航天港）。图 1 显示了 DLR 目前正在开发的 HAP 配置。我们的想法是制造一种飞行器，它飞行速度非常慢（V EAS = 9 .0 ...11 .0 米/秒），但在推进和空气动力学性能方面非常高效，并且由太阳能供电。这就要求设计能够提供较大的区域来安装太阳能电池板，同时重量要非常轻。在夜间，高度会降低并使用电池，然后在白天飞机重新获得高度时对电池进行充电。目前正在业界开发的类似配置包括空客 Zephyr [ 1 , 2 ]（原由 QinetiQ 开发）或 BAE Systems 的 Phasa-35 [ 3 ]。其他有或没有尾翼的类似飞机包括 Solar Impulse [ 4 ] 或 NASA Helios 原型机 [ 5 ]。前两个示例计划用于商业用途，而后者具有更多的科学背景。本文是系列出版物中的第二篇。在第一篇出版物 [ 6 ] 中，作者重点关注：
智能采煤机器人关键技术
摘 要： 采煤机是综采工作面的核心装备，研发智能采煤机器人是实现综采工作面智能化的关键。 综合分析当前采煤机机器人化研究进程中的传感检测、位姿控制、速度控制、截割轨迹规划与跟 踪控制等技术的研究现状，提出研发智能采煤机器人必须破解的 “ 智能感知、位姿控制、速度控制、 截割轨迹规划与跟踪控制、位 − 姿 − 速协同控制 ” 五大关键技术，并给出解决方案。针对智能感知 问题，提出了构建智能感知系统思路，给出了智能采煤机器人智能感知系统的架构，实现对运行 状态、位姿、环境等全面感知，为智能采煤机器人安全、可靠运行提供保障；针对位姿控制问题， 提出了智能 PID 位姿控制思路，给出了改进遗传算法的 PID 位姿控制方法，实现了智能采煤机器 人位姿精准控制；针对速度控制问题，提出了融合 “ 力 − 电 ” 异构数据的截割载荷测量思路，给出 了基于神经网络算法的截割载荷测量方法，实现了截割载荷的精准测量；提出牵引与截割速度自 适应控制思路，给出了人工智能算法牵引与截割速度决策方法和滑模自抗扰控制的牵引与截割速 度控制方法，实现了智能采煤机器人速度精准自适应控制；针对截割轨迹规划与跟踪控制问题， 提出了截割轨迹精准规划思路，给出了融合地质数据和历史截割数据的截割轨迹规划模型，实现 了截割轨迹的精准规划；提出了截割轨迹精准跟踪控制思路，给出了智能插补算法的截割轨迹跟 踪控制方法，实现了智能采煤机器人截割轨迹高精度规划与精准跟踪控制；针对 “ 位 − 姿 − 速 ” 协同 控制问题，提出了 “ 位 − 姿 − 速 ” 协同控制参数智能优化思路，给出了基于多系统互约束的改进粒子 群 “ 位 − 姿 − 速 ” 协同控制参数优化方法，实现了智能采煤机器人智能高效作业。深入研究五大关键 技术破解思路，有利于加快推动研发高性能、高效率、高可靠的智能采煤机器人。
碳纤维撞击后损伤发展的分析方法重复载荷下的增强层压板
摘要：本文介绍了一种在循环压缩载荷下获取碳纤维增强塑料 (CFRP) 平板冲击后损伤扩展的分析方法。基于引入的参考损伤模式 (RDM) 假设，给出了损伤增长寿命的解决方案。通过使用有限元分析 (FEA) 对裂纹驱动力与损伤大小的分析，可以确定获取损伤增长寿命的损伤临界大小。通过示例讨论和说明了损伤容限原理对包含冲击损伤的结构元件压缩-压缩循环载荷情况的适用性。使用引入的简化方法计算损伤增长寿命特征的结果表明，在复合材料结构中使用缓慢增长方法是可能的，但必须解决获得与所选裂纹驱动力测量有关的损伤增长率方程的精确参数的必要性。
恒定载荷振幅下循环试验的执行和评估 – DIN 50100:2016
恒定载荷幅值的试验用于表征材料试样和部件的疲劳强度行为。从这些试验结果得出的 S-N 曲线描述了载荷幅值与相应的失效循环次数之间的关系。由于实施和评估疲劳试验的概念不同，因此很难比较不同研究机构的结果。新版德国标准 DIN 50100:2016 的目的是定义一种确定金属合金 S-N 曲线的程序，该程序不允许任何解释的余地。假设试验结果在载荷和循环方向上都服从对数正态分布。进一步假设高周疲劳状态和长寿命疲劳状态下的 S-N 曲线可以用双线性函数近似。为了确定有限寿命直线，可以根据 Basquin 采用珍珠串法和载荷水平法确定位置参数和幂函数的斜率。长寿命疲劳强度采用阶梯法确定，平均而言，S-N 曲线的拐点与有限寿命直线形成。对于长寿命疲劳状态，根据所检查的材料组，假设水平过程或低倾斜度下降。此外，DIN 50100:2016 包含有关平均值估计准确性的信息
重复载荷下碳纤维增强板冲击后损伤发展的分析方法
摘要：本文提出了一种分析方法，用于获取碳纤维增强塑料 (CFRP) 平板在循环压缩载荷下的冲击后损伤扩展情况。基于引入的参考损伤模式 (RDM) 假设，给出了损伤增长寿命的解决方案。通过使用有限元分析 (FEA) 分析裂纹驱动力与损伤尺寸的关系，可以确定获得损伤增长寿命的临界损伤尺寸。通过示例讨论和说明了损伤容限原理对包含冲击损伤的结构元件压缩-压缩循环载荷情况的适用性。使用引入的简化方法计算损伤增长寿命特征的结果表明，在复合材料结构中使用缓慢增长方法是可能的，尽管必须解决获得与所选裂纹驱动力测量有关的损伤增长率方程的精确参数的必要性。
复杂载荷条件下 FCC 单晶中裂纹萌生和扩展的微损伤模型
在线性和非线性工程材料中 [ 1 , 2 ]。例如，在复合材料中，弥散损伤之后是损伤局部化和裂纹形成，最终导致断裂。在准脆性材料或受到循环载荷的金属中，裂纹形成和扩展在损伤开始后迅速发生。初始或诱导各向异性在材料损伤中普遍存在，对建模和模拟提出了挑战，正如许多现有的各向异性损伤复杂公式所示 [ 3 ]。相比之下，文献中很少发现连续损伤方法对金属单晶的应用，这可能是由于特定的各向异性变形和损伤机制。[ 4 ] 解决了单晶镍基高温合金的蠕变损伤，而 [ 5 ] 中的作者提出了一个与晶体粘塑性耦合的各向异性损伤模型框架。[ 6 ] 使用粘结区模型模拟单晶裂纹沿预定义路径扩展