航天器遥测信息传递通用接口设计

针对国内各航天器研制方与测控中心在遥测信息处理传递过程中面临的设计不统一、结构不规范、处理周期长、交互难度大等问题,采用分层模型的遥测参数处理方案,设计航天器遥测信息传递通用接口。参照空间数据系统咨询委员会(CCSDS)的可扩展标记语言的遥测遥控信息交换(XTCE)标准,实现航天器遥测信息由顶层至底层、从总体结构到单个元素的规范设计。首先,建立通用规范的航天器遥测信息分层表示模型,明确航天器各分系统的分支节点;其次,详细定义航天器遥测元素标记,包括属性、可选属性、下属元素等;最后,实现了遥测信息传递通用接口软件。设计验证结果表明:航天器遥测信息传递通用接口可实现遥测信息从航天器研制方到测控中心的无损传递,提高航天器设计制造、测控管理和应用效能。     

密集编队中飞机发动机的疲劳损伤差异

选取典型密集编队飞行任务,利用实测飞行数据,研究了在飞行动作几乎完全相同的条件下飞机发动机疲劳损伤的差异.经过二次雨流法统计循环次数和线性累积损伤理论折合到标准循环,得出了密集编队中长、僚机因位置不同而造成的发动机疲劳损伤的差异及其统计规律,发现疲劳损伤差异分布为威布尔分布,单机差异一般为2～4倍,最大可以达到9～10倍.进一步揭示了发动机疲劳载荷/损伤的分散性和单机疲劳寿命监控的必要性.      

面向北斗短报文的在轨卫星健康监控体系

针对我国在轨卫星数量迅猛增长、健康状态复杂各异、测控管理难度日趋增大的态势,提出了面向北斗短报文的在轨卫星健康监控体系。分析了北斗短报文的应用现状,构建了“用户→北斗卫星→在轨卫星”前反向数据流向。考虑到北斗短报文的容量限制,优化设计了测控数据传输格式和内容;针对北斗短报文单向传输特性,探讨了可靠通信技术;针对星座大规模安全传递分发数据需求,研究了通用掩码技术。以北斗三号系统为对象,仿真计算了在轨卫星前反向数据时间特性。结果表明:基于北斗短报文的在轨卫星健康监控技术,可以为提高在轨卫星科学使用和寿命的精细化管理提供参考。     

地面停放飞机局部温度环境研究

确定地面停放飞机局部温度环境的变化规律是编制飞机结构局部环境谱和解决传感器"温漂"问题的关键工作。为此,开展了地面停放飞机局部温度实测工作,对不同舱室的温度变化规律进行了分析;基于模糊聚类的方法,根据局部温度的差异将飞机舱室划分为3类;选取结构系数和日照系数为关键参数,研究了环境温度对局部温度的影响规律;以百叶箱温度为自变量,建立了飞机局部温度模型;并通过统计方法确定了3类舱室温度模型关键参数的取值范围。研究结果表明:同一密闭状态下的不同飞机舱室可以有较大的温度差异;影响舱室温度的主要因素有日照、降雨以及舱室的结构形式和位置;实测温度与模型预测温度的对比证实了模型具有较高的精度。     

腐蚀/疲劳交替作用下飞机金属材料疲劳寿命计算方法

 使用环境下飞机金属结构剩余寿命评定是确定飞机结构疲劳寿命与日历寿命关系的关键。为此,本文模拟飞机结构经历的"地面腐蚀+空中疲劳"过程,提出了腐蚀/疲劳交替作用下飞机金属材料的疲劳寿命计算方法。首先,通过分析2A12-T4铝合金试样预腐蚀/疲劳试验结果,发现其在模拟腐蚀/疲劳交替作用时计算得到的疲劳寿命偏于保守。随后,根据2A12-T4铝合金试样真实的交替试验结果,采用回归算法,建立了基于均匀分布耦合损伤形式的腐蚀/疲劳交替寿命计算模型;并分别采用BP、Elman神经网络对上述模型的计算结果进行验证。结果表明,本文提出的均匀分布耦合损伤模型计算结果与真实试验结果吻合较好;通过进一步的计算与试验对比发现,该模型也可以用于加载循环与腐蚀周期组合发生变化时的疲劳寿命预测,具有较好的适用性。     

融合北斗短报文与CCSDS标准的卫星遥测遥控数据系统设计

随着北斗系统全面建成,北斗短报文在我国卫星测控领域的应用逐渐展开。为了充分利用北斗短报文双向通信功能、保密性好、全球覆盖等特性,参考国际空间数据系统咨询委员会（Consultative Committee for Space Data Systems,CCSDS）的可扩展标记语言的遥测遥控信息交换（XTCE）标准,提出了融合北斗短报文与CCSDS标准的卫星遥测遥控数据系统设计方法。首先,分析了CCSSDS XTCE和北斗短报文的应用现状;其次,考虑到北斗短报文的容量限制,设计优化了卫星遥测遥控数据传输格式和内容;再次,针对北斗短报文传输特性,探讨了加密通信方法;最后,为保证遥测遥控数据传输的正确性与可靠性,设计了数据连续识别和丢包补发方法。结果表明,融合北斗短报文与CCSDS标准的卫星遥测遥控数据系统,可以为提高卫星的设计与科学使用提供参考。     

钛合金超高周疲劳性能试验研究

采用ANSYS软件进行模态分析和谐响应分析,确定钛合金(TC17)试样尺寸和试验加载频率。利用弯曲疲劳试验系统进行试样在室温20kHz条件下的超高周疲劳试验。通过分析试验数据,计算得到p-S-N曲线,发现在大于107循环时,试样不存在传统意义上的疲劳极限。运用Paris模型从理论上计算得到钛合金(TC17)试样裂纹扩展寿命,发现其不超过中值疲劳寿命的2.1%。     

基于寿命包线的飞机金属结构寿命预测方法

飞机结构寿命包线是飞机结构在安全使用条件下疲劳寿命与日历寿命的边界线;在其概念的基础上,考虑疲劳寿命与日历寿命的相互影响关系,提出了通过预腐蚀疲劳试验确定飞机结构寿命包线的腐蚀影响系数法,建立了典型服役环境下飞机金属结构腐蚀疲劳关键件的剩余寿命预测方法,并给出了在飞行强度变化条件下的剩余寿命预测实例。飞机结构寿命包线确定方法与剩余寿命预测方法的建立,为飞机结构单机寿命(疲劳寿命与日历寿命)监控奠定了基础。