无人机飞行安全控制与安控器设计

针对无人机飞行安全问题,介绍了提高任务飞行安全的技术、方法和措施,提出了基于GPS卫星接收机,独立于飞控系统的无人机安控器设计思路。在研究安控策略的基础上,设计了无人机安控器,并结合某型无人机进行了安控仿真试验,结果表明安控器有效、方案可行。     

基于VP的虚拟试验系统仿真设计

虚拟试验系统的目的是通过虚拟试验真实反映飞行器的起竖过程,为瞄准技术的误差分析提供良好的仿真基础和设计依据。对飞行器机动发射的起竖过程进行建模,在数学模型基础上,通过三维可视化仿真技术模拟发射前的整个起竖过程,初步完成虚拟试验过程可视化系统的研制,建立虚拟试验系统中飞行器、车、发射场等三维模型,实现了人机交互功能,建立了系统仿真平台。     

航空航天仿真试验假人研制

介绍了国内航空仿真试验假人的功能要求和研制状况,将研制工作分为人体参数测量、机械结构、信号采集与处理和可靠性验证4个部分进行.重点阐述了仿真试验假人的骨架、关节和皮肤肌肉的材料选择及结构设计特点.传感测试能力可输出记录64路生理信号,整体性能接近美国军用假人ADAM的水平,为高危的载人航空航天装备动态性能试验测试提供了有效工具.     

飞行弹丸红外特性的地面模拟试验

设计并建立了用于飞行弹丸中段飞行状态实验室模拟的试验系统,测量获得了飞行弹丸的红外辐射特性.基于传热与辐射理论,分析了相关参数对实验结果的影响,获得飞行弹丸在一定飞行状态下的辐射特性变化规律.目标的初始温度和辐照条件是影响目标辐射特性的主要因素,自旋状态影响辐射特性的空间分布.试验测量与数值仿真和理论分析结果均具有很好的一致性,证明在实验室开展飞行弹丸的红外辐射特性模拟试验具有可行性.     

Flash存储中的纠错编码

Flash闪存是一种非易失性的存储器件,随着工艺尺寸的不断减小,存储容量需求的不断增加,存储可靠性与寿命成为Flash生产与应用过程中最严重的两个挑战.基于多级 (MLC,Multilevel Cell) "与非(NAND)型" Flash的层级结构特征与读写操作特性,构造了一种基于正交映射的纠错编码方法,给出其编解码原理与结构,并分析其纠错能力.在此基础上,分析了该编码方法在Flash存储系统中的两种典型应用场景,即分布式多用户共享存储以及历史数据的无差错恢复.此外,Flash存储单元的可靠性受擦除次数的限制,其寿命相当有限,该编码方法可以有效地利用坏块来提高Flash的整体生命周期.分析结果表明:不改变整体结构,只需对编码模块进行简单调整,即可实现多种实际应用需求.     

基于特征正交分解的跨声速流场重构和翼型反设计方法研究

在二维流场的重构问题中应用特征正交分解(Proper Orthogonal Decomposition,POD)数据处理方法。利用CFD技术计算得到的流场快照对气动力模型进行降阶,然后利用基于POD的降阶模型(Reduced Order Model,ROM)对所需的流场参数进行重构,在快照范围内可以得到高精度的结果,且具有一定的外插能力。在翼型反设计问题中该方法仍然是成功的,通过修正快照向量,利用基于POD降阶模型的数据重构方法,由已知的翼型表面压力分布通过反设计就能够高效精确地得到对应的最优翼型形状,这极大地简化了翼型反设计问题。本文分别在跨声速范围对RAE 2822翼型的流场重构和Korn翼型及NACA 63212翼型的反设计进行了验证,证明了基于POD的流场重构和翼型反设计方法的有效性和高效性。     

阻尼不相似动力学模型的时域响应修正方法

 动力学相似的缩比模型试验中,阻尼往往难以保证相似,使得缩比模型的动响应测试数据难以直接换算到结构原型上,因此提出一种阻尼不相似动力学模型的时域响应修正方法来解决这一问题。该修正方法假定缩比模型的阻尼可用比例阻尼模型近似表征,并直接从实际缩比模型与理想缩比模型的一般强迫振动响应计算方程出发,利用线性系统的叠加原理和模态叠加法,将动响应修正量的求解转换为理想模型在一个等效附加激励力作用下的时域响应求解。同时,针对实际工程中响应测点数目有限的问题,利用模态缩聚法进行了未测量点的响应反演。该修正方法仅需已知结构原型和实际缩比模型的模态阻尼比,以及准确建立的实际缩比模型的质量矩阵和刚度矩阵,即可实现实际缩比模型在任意激励工况下的测试动响应修正。以某型飞机的翼梁缩比模型为研究对象,对所提出的响应修正方法进行了验证。试验和计算结果对比分析表明,修正后的响应功率谱密度(PSD)和响应的均方根(RMS)值与理想模型基本一致,表明了本文方法的可行性和有效性。     

空心风扇叶片结构优化设计方法及程序实现

在空心风扇叶片结构强度分析的基础上,以叶片最大等效应力水平为约束条件,建立了叶片质量和径向位移最小化的双目标优化模型.采用正交试验设计的方法,分析了各设计变量对约束函数和目标函数的影响,减少了设计变量的数量.为了提高优化设计效率,采用径向基函数插值的方法,构造了约束函数和目标函数的响应面替代模型,从而避免了优化设计过程中大量的结构有限元分析求解.针对空心叶片结构强度优化设计的示例,探讨了替代模型和带精英策略的Pareto排序遗传算法的具体应用,得到了分布均匀的Pareto最优解,给出了空心叶片示例的具体优化设计结果.      

基于代理模型的气动外形平面参数多目标匹配设计

将Kriging代理模型和Pareto遗传算法引入气动外形平面参数匹配设计中,提出一种基于代理模型的多目标平面参数匹配设计方法。将拉丁超立方试验设计用于平面参数筛选,确定出参数匹配方案库;基于方案库的计算流体力学(CFD)分析结果构建Kriging气动代理模型;将Kriging模型替代CFD分析,用于气体布局参数匹配优化设计,提高了设计效率并保证了可信度;通过Pareto遗传算法优化解决多点设计要求下气动布局参数匹配问题,一次性给出参数匹配方案的最优解集,从Pareto前沿中根据设计偏向选择气动布局最佳匹配方案。以典型的双后掠布局平面参数多点匹配优化设计问题作为算例,研究结果表明:Kriging气动代理模型与实际CFD分析结果的误差均小于5%,满足精度要求;根据不同设计偏向,选择了3种参数匹配Pareto优化方案,与原样本方案相比超声速阻力减小6.0%~12.8%,跨声速升阻比增加0.01%~3.40%,证明了匹配设计方法的有效性;通过试验设计的Pareto分析与主、交互效应分析,获得了气动布局平面参数对气动性能影响的定量关系,能够为参数匹配设计提供依据。所提出的平面参数匹配设计方法可应用于其他常规与非常规气动布局型式。     

某型飞机铝合金LY11螺旋桨腐蚀损伤试验

在疲劳试验机及电磁激振试验台上,对不同腐蚀情况的某型飞机螺旋桨桨叶模拟试件进行试验,分别得到了腐蚀损伤面积比随低周循环数N的变化规律,振动频率随损伤深度比、损伤长度比及损伤面积比的变化规律.试验表明,在载荷、温度相同条件下,材料性能、喷丸强化措施和使用环境是影响螺旋桨腐蚀损伤的重要因素;腐蚀损伤的面积比、腐蚀深度比对螺旋桨桨叶振动频率影响较大并获得最大深度比为0.14,模拟试件损伤深度最大允许值为0.7 mm,损伤面积比为0.015,损伤面积最大允许值为3.006 mm2.