一种特殊梯度分布的功能梯度矩形板弯曲问题解析解

研究了一种特殊梯度分布功能梯度材料矩形板弯曲问题。假设材料的弹性模量在板厚度方向上呈幂函数分布,泊松比为常数,引入PLEVAKO解,利用分离变量法,导出四边简支功能梯度材料矩形板弯曲问题的解析解。通过算例分析了材料组分变化时,功能梯度板应力和位移的变化规律。结果显示不同梯度分布板结构中的应力、位移的变化规律是不同的,有时甚至差别很大。该方法为发展针对功能梯度材料特点的数值算法和简化理论提供依据。     

短距离起飞加速度对飞行员操作影响的分析

短距离起飞产生的过载加速度可能对飞行员的安全操作造成极大隐患。本文建立飞行员-座舱系统的多刚体模型,仿真分析了胸-背方向的加速度载荷（Gx）对飞行员驾驶状态下的人机动力学响应。首先,根据第3百分位的男性人体测量学数据,通过三维CAD软件建立了飞行员的虚拟假人模型;并根据设计参数的要求建立了包括座椅和操作杆（油门杆与驾驶杆）在内的飞机座舱模型。然后,以标准的短距离起飞的加速度模拟曲线为载荷条件,利用多刚体动力学软件ADAMS模拟了飞行员在短距离加速起飞过程中的动力学响应及飞行员与操作系统之间的力学相互关系。仿真结果表明,过载加速度会经飞行员身体传递给操作杆,5G加速度载荷产生的传递力作用在驾驶杆和油门杆上的值分别为128 N和211 N,两者均已超过了通常操作杆所设计的有效阈值,因此存在误操作的可能。另外,本文结合仿真结果和国外现有战机设计,提出了短距离起飞下飞行员避免误操作的可行方式,结果显示该方式可以有效地转移加速度传递所带来的影响。本文方法将为在短距离起飞作用下避免误操作的分析提供技术途径,得到的结果将为驾驶部位的人机设计提供参考。      

轨姿控发动机动态推力与推力矢量测试系统研制

针对目前轨姿控发动机动态推力与推力矢量测试系统测量精度低、测试覆盖面不全及操作的复杂性,研制了一套基于压电测力平台的动态推力与推力矢量测试系统。此系统的研制攻克了测力平台结构参数优化技术、标准信号发生器设计技术、测试相间干扰处理技术等五项关键技术点.实现了连续脉冲力及多方向力的测量,系统操作可靠、便捷,各项测试指标满足总体要求,为动态推力及推力矢量测试提供了手段。     

自动铺丝用预浸丝制备工艺研究

针对预浸料特点,提出平刀与圆刀2种分切刀具形式。以分切预浸丝束宽度与边缘质量为评价标准,对比了2种刀具形式对预浸料的分切质量,研究了刀具形式、工艺参数对分切质量的影响。结果显示,由于平刀刀片薄,弯曲模量低,易发生弯曲变形,所得预浸丝束宽度稳定性差;同时,由于刃口始终固定、散热性能差,分切过程中刃口处容易发生树脂堆积,使刀片钝化,影响丝束边缘质量,无法实现对预浸料进行高质量连续式分切。而圆刀分切时,由于刀片旋转,刃口不断变化;独特的刀具形式,降低了刀片在分切过程中的侧向移动,使得圆刀分切能够获得宽度均匀,边缘质量良好的自动铺丝用预浸丝束。     

暂冲式风洞大开角扩散段性能的实验研究

布置有多层孔板(丝网)的大开角扩散段通过参数的优化设计,可有效缩短暂冲式风洞启动时间,均匀进入稳定段的气流速度,并降低阀后噪声和气流脉动.针对某大型暂冲式风洞大开角扩散段设计关键技术开展专题研究,设计并进行了不同扩散段扩开角角度和中心体分流锥型式的组合实验,从压力损失、出口截面速度分布和降噪特性三个方面进行了对比分析.试验结果表明:试验件45°扩开角+65°平底锥的压力损失相对最小,而增加导流尾锥的中心分流锥由于底部难以形成稳态的分离涡使得其压力损失明显偏大,其它试验件组合的压力损失值则相接近;各试验件出口截面的速压分布均呈现以中轴线对称分布的双驼峰趋势,且孔板的开孔率偏高时出口剖面速度分布相对更平滑;试验马赫数下的大开角段对气流噪声的消声量约为12~14dB,对频率在2kHz以上的气流噪声具有相对较强的消声能力,同时气流经过设置有多层孔板的大开角扩散段后,气流波动幅值明显降低,气流脉动得到有效地抑制.     

使用混合执行机构的快速机动卫星力矩分配算法

针对单框架控制力矩陀螺群（SGCMGs）存在奇异和单框架控制力矩陀螺（SGCMG）存在框架转速死区的问题,研究了SGCMG与飞轮联合作为执行机构的控制力矩分配算法,以SGCMG功耗、飞轮功耗和飞轮角动量的二次型加权矩阵求和为性能指标,提出了一种形式简洁的混合执行机构力矩分配算法,通过分析,证明该分配算法能够有效的避免SGCMGs的奇异;设计了一种SGCMG功耗加权矩阵的调节策略,解决了SGCMG陷入转速死区的问题,设计了一种飞轮角动量加权矩阵的调节策略,通过对加权矩阵的实时调节实现了对飞轮角动量的管理,解决了飞轮转速的饱和与过零问题。数学仿真结果验证了该力矩分配算法的有效性。     

GNSS服务空域空间信号可用性比较与分析

通过基本参数对全球卫星导航系统（GPS、GLONASS、Galileo和北斗）空间信号可用性影响实验,得出四系统的A knee 值分别为3800km、1100km、3800km和1000km,对应的平均可见卫星数为25、16、22和14/22（亚太地区、MEO星座/混合星座）。分析了三种典型轨道用户的卫星可见性,北斗和GLONASS对MEO和HEO用户的空间信号可用性能较GPS和Galileo稍差,而在LEO用户的应用中,北斗空间信号可用性能却表现最优,平均可见卫星数约为20颗,可用性时间分布比较均匀。最后对GNSS空间有效持续时间段进行统计,随着用户高度的增加,有效持续时间段数增多、总有效持续时间减少;四系统提供全弧段有效服务空间分别为地面至6100km、1600km、6100km和1700km。     

利用脉组间频率步进信号合成UWB距离像及类MUSIC法对速度的高分辨估计(英文)

提出一种称为类多信号分类(CMUSIC)的方法,其利用脉组间频率步进信号,在具有M个脉冲的脉冲串(子带,即窄带)中高分辨估计径向速度。利用此速度估计值补偿距离-多普勒耦合和多普勒色散后,对跨子带进行快速傅里叶变换则可获得合成超宽带高分辨距离像。和其他方法相比,CMUSIC在低信噪比时具有较好的速度估计性能。当M大于具有不同径向速度的目标个数Q时,该方法在小M值下依然有优越的速度估计性能。此外,经过径向速度解模糊后,该方法适应高径向速度运动的目标。随着国防技术的突飞猛进地发展以及高速先进飞行器的涌现,这具有重要的实际价值。仿真结果验证了该方法的可行及有效性。     

基于泵式流体回路的小卫星姿控/热控一体化执行机构设计

 主要研究了小卫星姿控/热控一体化执行机构的设计问题.首先,根据流体回路中液体流速变化对小卫星产生力矩实现姿态控制、液体流动吸/散废热实现热控制的原理,提出一种姿控/热控一体化执行机构设计方案.然后针对该设计方案,利用以电机转速为变量的流体回路内压强和电磁力矩方程,推导了一体化执行机构姿控力矩模型;利用散热量随流体回路流速的变化,建立了一体化执行机构热控模型.最后,针对某小卫星设计了基于姿控/热控一体化执行机构的闭环控制系统,并针对该一体化执行机构设计了一种姿控/热控解耦算法,对其姿控/热控能力进行数学仿真验证,仿真结果证明了该一体化执行机构的有效性.     

某型号大推力火箭发动机试验推力测量不确定度评定

根据某型号大推力火箭发动机试验推力测量系统的工作原理和组成、计量标准量值传递关系和系统低温调试结果,确定推力测量系统的不确定度来源,通过进一步的误差分析并应用误差计算理论对系统不确定度进行评定,得出该系统测量不确定度作为推力测量准确性依据。