航天员出舱牵引构型设计与结构响应性能评估

针对航天员出舱过程所用安全绳锁挂频繁的问题，进行了安全高效的航天员出舱牵引系统构型设计，可作为太空行走的辅助导向装置。基于材料结构弹塑性力学方程与含应变耦合项的热传导方程，推导结构热力响应可计算数学模型，利用Newmark方法以及Crank-Nicolson数值格式分别对热弹性方程和热传导方程进行时间域上的离散，构造金属结构响应无条件稳定隐式有限元格式，搭建了温度场与位移场相互影响热力耦合有限元算法(FEM)性能评估软件系统，以此对牵引系统的导轨进行热力耦合数值计算，得到在太阳辐射外热流载荷作用下具有较强抗变形能力的结论。计算了航天员采用牵引系统出舱时对导轨产生的拉力，并借助ANSYS Workbench对导轨进行静力学求解，验证了该牵引系统具备结构强度可靠性，可为空间站建设舱外作业平台提供重要理论分析依据与设计参考。     

基于PSO-BP神经网络的固冲发动机推力估计器设计

为了对固体火箭冲压发动机的推力进行直接控制，提出了基于PSO（粒子群优化算法）优化BP（back propagation）神经网络的固体火箭冲压发动机推力估计方法。采用SPSO（标准PSO）和三种不同的BBPSO（骨干PSO）寻优神经网络权值，而后以最优权值进行BP网络训练，对其进行精调，如此便可获取推力和燃气流量、飞行马赫数以及飞行高度之间的非线性关系，从而完成推力估计器的设计。利用240组训练集数据对网络进行训练，并用180组测试集数据对网络进行验证。仿真结果表明：在SPSO、BBExp（exploiting BBPSO）、ABPSO^*（modified adaptive BBPSO）和SNPSO（simplified pruning strategy based BBPSO）等四种不同的PSO中，基于SNPSO优化BP神经网络实现推力估计器设计是最为便捷有效的方法，不仅形式简单，而且对于测试集数据而言，其能够将推力相对误差控制在5%以内。     

我国运输机场规划建设和运营一体化对策探讨

<正>随着多领域民航强国建设的持续推进，我国机场发展已经进入规划建设高峰期、运行安全高压期、转型发展关键期和国际引领机遇期。加快推进多领域民航强国建设进程，需要在提升机场建设运营管理能力方面持续发力，以“品质工程”为主导，落实“四型机场”要求，持续深化机场规划建设和运营一体化理念，完善机场全生命周期管理，树立中国机场品牌，为民航强国建设提供强大动力。     

轮盘低周疲劳模拟件设计及试验

航空发动机轮盘长时间在交变大载荷下工作，其盘心、螺栓孔、端齿等应力集中的特征部位容易发生低周疲劳失效。为准确评估轮盘特征部位的疲劳寿命，需设计反映应力梯度的模拟件并开展相应的疲劳试验，从而为发动机结构设计提供重要依据。现有的模拟件设计方法通常保证危险点一定范围内的应力/应变分布与真实构件的一致，但这些方法对“一定范围”的定义缺乏理论依据且未能形成统一认识。为此，提出了一种临界距离范围内SWT参量分布一致的模拟件设计方法，建立了轮盘盘心、螺栓孔、端齿等危险部位的模拟件设计方法，并开展了模拟件的低周疲劳试验。将端齿模拟件100%转速对应的平均疲劳寿命与轮盘旋转疲劳试验结果对比，相对误差为7%，且均为表面薄弱晶面起裂。最后，讨论了该模拟件设计方法的稳健性。     

基于自包含传感器的单兵导航系统设计

针对无卫星信号环境中单兵人员导航定位需求,设计了一种基于自包含传感器的单兵导航系统,重点研究了惯性传感器和压力传感器组合的零速区间检测算法,并通过对单兵导航系统背景磁场误差进行补偿来计算航向角,实现了速度观测量和航向观测量的准确提取。在此基础上,采用Kalman滤波器对系统状态误差进行估计,并对惯性导航解算结果中的累积误差进行修正。最后,在实际路线上开展了单兵导航系统定位实验,实验结果表明,行人在矩形路线终点位置处的位置误差为0.42m,占行走总路程的0.33%,从而证明了零速修正和航向修正能有效提高单兵导航系统的定位精度。     

飞行甲板多机滑行路径规划

与单机滑行相比,飞行甲板多机滑行建模仿真需要考虑运动舰载机之间的避障、计算效率等问题。建立多机滑行路径规划数学模型,包括舰载机简化模型、舰载机牵引系统运动模型以及目标函数等。设计基于A*的路径优化搜索算法,提出一种简捷办法来保证路径搜索的快速、成功,使舰载机机头对准弹射器跑道方向;启发函数既考虑舰载机以尽量短的距离到达对应弹射器,又兼顾其进入目标点方向的约束条件;碰撞检测不仅考虑单机路径规划中的约束条件,而且在节点扩展的每一步多次对备选路径进行碰撞检测。最后,用一个算例证明了所提出方法的有效性,能保证舰载机机队以合理的滑行路径安全高效地到达弹射起飞位。     

先进复合材料用立体织物研究进展北大核心CSCD

航空航天技术的发展对先进复合材料提出了更高要求,立体织物制备技术得到了全面发展。本文综述了复合材料用立体织物结构、成型工艺、制造设备和应用等国内外研究情况,并结合立体织物特点和近年发展现状,指出未来发展方向。     

基于蜻蜓翅几何及刚度相似性的仿生扑翼结构

目前对于扑翼和扑旋翼飞行器的研究主要致力于实现仿生拍动模式的机构设计和气动特性分析，对昆虫翅的研究主要在微观尺度的生物学构成以及材料和力学特性。采用主成分分析法可建立昆虫翅展向抗弯刚度与几何形态参数之间的关系。以仿蜻蜓翅的扑翼设计为例，根据蜻蜓翅脉的分布可设计具有几何相似性的扑翼模型，进而基于蜻蜓翅的展向抗弯刚度实验结果建立仿蜻蜓翅扑翼设计的刚度相似性准则，以刚度相似性为约束对扑翼进行结构优化，分别制作了仅具有蜻蜓翅刚度相似性的矩形扑翼（JX-翼）、仅具有蜻蜓翅几何相似性的扑翼（JH-翼）、基于蜻蜓翅几何相似性和刚度相似性的仿生扑翼（GD-翼），并采用扑旋翼模型分别对这3种扑翼在5～15 Hz的拍动频率范围内进行了升力测试实验。结果表明，基于几何相似性及刚度相似性设计的GD-翼在12.5 Hz拍动频率时产生的升力比仅基于刚度相似性的矩形JX-翼提高25%，在低于6.5 Hz时与仅基于几何相似性设计的JH-翼相近，但在高于8 Hz时比JH-翼的升力大2倍以上。基于蜻蜓翅的几何相似性和刚度相似性的扑翼结构设计方法为提高仿生扑翼和扑旋翼的气动升力和效率提供了新的路径。     

飞行数据相容性检验技术

飞行试验测量数据中存在过程噪声和测量噪声,导致飞行数据之间不相容,国内目前常用的输出误差法不适用于耦合严重的直升机飞行数据相容性检验。采用增广卡尔曼滤波方法进行状态估计,大幅度地消除测量值中的误差;再用输出误差法对增广卡尔曼滤波估计的结果进行相容性检验,并将其应用于直升机四阶纵向等效模型辨识中。结果表明:提出的这种方法既解决了单独使用增广卡尔曼滤波进行数据相容性分析时由于初期收敛过程造成的滤波误差问题,又克服了单独使用输入误差法进行数据相容性时需手动修改时间延迟问题和测量值中误差过大时输出误差法无法收敛问题,使得检验效果与计算效率大幅提升。