考虑测试性设计缺陷修正延时的测试性增长模型建模与评价方法

针对现有测试性增长模型忽略了测试性设计缺陷的修正延时过程，进而导致测试性增长模型（TGM）跟踪与预计精度低的问题，提出了一种考虑测试性设计缺陷修正延时的测试性增长模型建模理论与方法。首先分析测试性设计缺陷识别与修正之间的延时机理，得到剩余测试性设计缺陷（TDL）具有先增后减的铃形变化趋势；在此基础上，分别以Gamma、Raleigh和Delay-S 3种曲线拟合剩余测试性设计缺陷（RTDL）变化趋势，研究建立基于以上3种曲线考虑修正延时的测试性增长模型；最后，以某机载稳定跟踪平台测试性增长试验数据验证测试性增长模型拟合、跟踪及预计效能。研究结果表明：基于该测试性增长试验数据，Gamma曲线可以精确地拟合剩余测试性设计缺陷变化规律，测试性增长模型跟踪和预计精度可达到10^-2数量级。     

基于双环滑模控制的直/气复合控制系统设计

直/气复合控制导弹具有强干扰、强非线性以及强耦合等特点，传统的姿态控制器难以适用于该种复杂干扰并存的情况，文章提出了基于双环滑模控制的直/气复合控制器。首先采用有限时间收敛趋近律分别构造内外环滑模控制器，并将角速度回路的滑模变量量化为直接力指令，以解决空气舵与姿控发动机之间的耦合问题。接着使用非线性扩张状态观测器估计综合干扰，从而设计控制器补偿侧向喷流干扰及模型不确定性等综合干扰的影响。然后基于李雅普诺夫方法证明了控制系统闭环稳定，分析了干扰补偿对控制器收敛域的影响。最后仿真结果表明，该方法跟踪速度快，动态过程平稳，具有较强的干扰抑制能力，具有很强的鲁棒性。     

一种计算复合材料层合板面外应力的新型线性分析方法

复合材料层合板壳结构的面外应力对于层间分层的起始和扩展具有重要意义。首先简要地给出了经典的非协调位移有限元列式,然后基于修正的H-R变分原理导出了单元面外应力变量与位移变量的关系。面外应力的有限元线性系统为面外应力边界条件的引入提供了方便。同时,通过该线性系统可直接获得节点上唯一且连续的面外应力结果。与非协调位移有限元的结果比较,本文的方法可明显地提高数值结果的精度,且计算效率及资源要求均优于非协调辛元法和非协调广义混合元法。     

高超声速滑翔飞行器地形匹配辅助导航方法研究

高超声速滑翔飞行器滑翔飞行高度在30 km以上，大气极其稀薄，传统采用气压高度计的地形匹配辅助导航方式将无法正常工作。为实现高精度地形匹配，在分析匹配算法对地形常值误差不敏感的基础上，详细论证了基于惯性系统解算绝对高度方案，并对比分析了将短时滑翔段弹道简化为等高飞行方案。在捷联惯性导航系统（SINS）误差模型基础上，结合高度通道方块图，通过拉普拉斯变换，建立了惯性系统高度通道短时稳定性解析模型，并以CAV-H为研究对象建立数值仿真环境。仿真结果表明，解析模型精度较高，基于SINS解算绝对高度能够满足地形匹配辅助导航系统精度要求，优于气压高度计正常工作时的精度。      

硬38CrSi平头弹斜撞击45钢靶侵彻特性研究

利用有限元软件Autodyn,建立硬38CrSi平头弹斜撞击45钢靶板模型并验证其模型和参数的有效性,研究了平头弹不同撞击角度(30°、45°和60°)对靶板弹道极限、弹体剩余动能和靶板失效的影响。研究结果表明:弹道极限随撞击角度的增加而增加;弹体剩余动能随撞击角度的增加而减小;撞击角度增大,靶板破坏面积增大,破坏区域从三角形转化为与弹身纵截面近似的长条形。     

高柔结构连续壳体气弹模型通用制作方法

气弹模型制作是高柔结构风洞试验的关键点和难点。针对高柔结构，详细介绍了一种采用"开模、灌胶、再拆模"方式制作连续壳体气弹模型的方法:以石膏制作内模、有机玻璃雕刻外模，精确设计石膏内模和玻璃外模之间的缝隙尺寸，在缝隙内灌注DEVCON胶剂；胶剂固化后，拆模即制成连续气弹壳体模型。动力特性测试结果表明:该模型能够较为精确地模拟实际结构的质量、阻尼以及一、二阶振型和频率，能够再现典型的风致振动现象，证实了制作方法的可靠性。制作方法简便易行、造价低、精度高、通用性强，可为高层建筑、高柔烟囱、化工塔、电视塔、冷却塔等高柔结构的连续气弹壳体模型制作提供指导。     

一种高空台特种调节阀通用特性修正方法

为解决高空模拟试验台建立初期获取的大量试验数据,与基于厂家所提供阀门特性建立的特性模型仿真结果存在较大误差的问题,提出一种基于神经网络和试验数据修正阀门特性的方法。将使用该方法修正得到的新特性代入特性模型进行仿真,并与试验数据进行对比验证。结果表明:相对于特性修正前的仿真结果,修正后的仿真结果最大相对误差绝对值减小47.8%,相对误差绝对值的平均值减小72.6%。     

镍基合金薄板不同温度下的弹道冲击行为

为研究航空发动机机匣在高温下的包容性能力,通过实验和数值模拟研究25℃和600℃下GH4169合金薄板受球型子弹冲击后的变形行为。弹道冲击实验通过轻气炮实施,子弹以不同初始速率冲击靶板。分析温度和冲击速率对靶板的变形、临界击穿速率、破坏变形模式以及能量吸收的影响。结果表明:高温下靶板的变形更大,靶板被击穿所吸收的能量更小,临界击穿速率更小;高温下靶板被穿透后由弯曲作用引起的花瓣状变形更明显。数值模拟研究通过有限元软件LS-DYNA实施,数值模拟中选用Johnson-Cook本构模型。采用高温分离式霍普金森压杆(SHPB)实验技术对GH4169高温合金进行测试,获得了材料在高温高应变率下的力学特性并拟合了Johnson-Cook本构模型参数。数值模拟研究的结果和实验结果进行了对比,显示了良好的一致性。     

无伞末敏弹双S形尾翼弯折角对气动特性影响研究

为获得双S形尾翼末敏弹弯折角对气动特性的影响,基于计算流体力学方法对两片尾翼弯折角分别为10°、20°和30°的九种组合结构模型气动特性展开研究。获得了模型表面压力分布及阻力系数、升力系数和转动力矩系数随迎角由-30°到30°变化的规律。并通过高塔投放的自由飞行试验进行了动态气动特性研究。双S形尾翼无伞末敏弹流场计算结果显示,随着尾翼弯折角增大,双S形尾翼末敏弹阻力系数减小而转动力矩系数增加。弯折角变化对双S形尾翼末敏弹升力系数影响作用较小。试验结果显示,尾翼弯折角增大时,试验末敏弹弹轴与铅直轴夹角亦增加,即扫描角变大,但随着弯折角继续增加末敏弹的稳定性下降甚至出现翻转失稳而不能实现稳态扫描。通过本文的研究可以为改进末敏弹稳态扫描平台设计提供参考。