集群航天器构形重构滑模变结构控制方法

针对大规模航天器集群飞行构形控制问题,提出了一种基于滑模变结构控制与改进人工势场法相结合的控制方法。集群航天器相对运动采用非线性动力学方程描述,人工势场法可以避免集群航天器之间的碰撞,滑模变结构控制对摄动干扰和模型不确定性具有鲁棒性,可以实现构形的精确控制。利用Lyapunov稳定性理论,证明了控制系统的全局渐进稳定性。通过仿真算例,验证了控制方法的可行性。     

固体火箭装药包复层脱粘问题的分析

本文应用了二维轴对称弹性有限元分析方法计算了常见的三种火箭装药结构,因热载荷及火箭发动机工作内压力作用引起的脱粘主应力(发生在人工脱粘端点处包复层与推进剂药柱的相粘接的界面上),对比分析了火箭装药的外界载荷、人工脱粘结构形式及火箭装药的几何参数等对脱粘的影响。另外,对于预防火箭装药包复层的脱粘问题做了一些分析讨论。     

基于UG、Workbench平台航空发动机多盘转子结构自动优化方法

目前对航空发动机转子优化设计多限于单盘优化,且优化需要借助人工调整再优化。基于航空发动机转子优化设计常用软件平台数据交流方便和减少人工调整的考虑,提出了基于UG、Workbench平台航空发动机多盘转子结构自动优化方法。首先基于UG平台,对多盘转子结构进行参数化几何造型,借助生成的标准化模板,便于减少建模工作量及对同类盘的优化。然后基于Workbench平台,借助脚本语言（APDL、Python）二次开发完成对多盘转子结构状态变量提取,及自动优化流程控制。算例结果表明,在满足几何、强度要求条件下,优化后多盘转子结构质量减少了33%,应力分布更为均匀,且验证该方法具有良好的稳定性及精度。      

飞机典型结构件加速环境试验研究

以试验研究为基础，对飞机典型结构在人工加速环境条件下的疲劳性能进行研究，并采用结构细节疲劳额定值(DFR)方法对环境条件下的疲劳试验数据进行了处理。     

头部和后体对钝头体侧向力的影响

钝头体大迎角飞行时会出现随机的非对称流动现象,引起不确定的较大侧向力,进而使其偏离运行轨道。通过在钝头体头部施加人工扰动块可以固定其大迎角下的非对称流场结构,得到确定的侧向力,以利于改善钝头体的大迎角飞行特性及机动性。本文讨论了在头部人工扰动块主控流场结构的基础上,模型后体对侧向力影响的存在性问题,在迎角为50°、雷诺数为1.54×105的条件下,利用实验对周向角为90°和270°、子午角为10°的扰动位置的球形扰动主控下的侧向力影响因素进行了研究。发现钝头体大迎角下的非对称流动结构在头部主控的基础上,后体对非对称流动的影响不会消失,且其为影响头部扰动主控作用的重要因素。尽管模型后体的影响不会改变钝头体头部对于流场结构的主控地位,但会影响头部扰动控制的精准程度。所以在通过钝头体头部施加扰动进而得到确定的侧向力的同时,还需要减小模型后体对流场的影响,对其结构和加工质量进行优化,以更好地通过人工扰动主控流场结构。     

人造心脏瓣膜(二)——低温热解碳碟形人工瓣膜

一、人工心脏瓣膜的结构、材料和工艺生物瓣膜造价低廉,不用长期抗凝,对于我国广大农村和边远地区的患者具有很大优点。但生物瓣膜的生物组织存在老化问题,依靠体外试验尚难作出寿命的估算。因此,人工瓣膜较生物瓣膜将更有前途。人工瓣膜的结构形式很多。有Starr—Edwards型球瓣,有Beall型盘瓣。以上两种结构其阀体都作上下移动。血液从阀体四     

集群航天器相对状态保持多约束鲁棒控制研究

针对集群航天器近距离观测过程中的相对状态保持问题,综合利用人工势场法和滑模变结构控制理论,给出了一种多约束条件下的六自由度鲁棒控制律。首先,利用拉格朗日方法和修正罗德里格斯参数,建立了六自由度相对运动动力学模型,分析近距离观测的任务约束,提出了相应的相对状态保持需求;然后,基于Lyapunov稳定性理论,利用人工势场法设计了相对轨道保持的鲁棒控制律,利用滑模变结构控制设计了相对姿态保持控制律;最后,仿真算例验证了模型和算法的有效性。     

整体叶盘柔性磨头自适应抛光实现方法

基于整体叶盘使用性能和寿命影响因素分析,以整体叶盘结构与材料特性为依据,结合整体叶盘人工抛光工艺方法,提出了适合整体叶盘表面抛光的自适应柔性磨头实现方案.对实现柔性磨头工作原理和自适应区域进行了分析计算,并对其控制技术进行了研究,对柔性抛光方法可行性进行验证,最终实现了整体叶盘自适应柔性抛光.初步抛光实验表明,较之人工...     

人工势场与虚拟结构相结合的无人机集群编队控制

采用人工势场法进行无人机集群编队控制时,无人机集群通常难以准确地到达期望位置,且容易陷入局部极点问题。针对上述问题,提出一种人工势场与虚拟结构相结合的无人机集群编队控制方法。在三维空间中设立虚拟结构质点,并将其分为编队参考点和目标参考点两部分,通过建立集群个体间以及个体与编队参考点之间的人工势场,使得无人机集群在该势场作用下以编队参考点为参考形成预设编队,再通过建立目标参考点和编队参考点之间的人工势场,使得无人机集群在该势场作用下跟随编队参考点轨迹到达期望位置。仿真结果表明,在随机的初始位置条件下,无人机集群可以跟随编队参考点快速形成预设编队,并准确地到达期望位置。     

LY-12铝合金应变疲劳性能和疲劳位错结构

系统研究了LY-12铝合金自然时效及240℃人工时效试样的应变疲劳性能和疲劳位错结构。通过疲劳位错组态、位错的滑移特征以及位错同微观组织相互作用的研究,解释了该种实际合金的疲劳性能。     

匀速俯仰运动及角速率对横向喷流的影响

为研究运动对横向喷流干扰特性的影响,数值模拟了导弹模型匀速俯仰运动过程的超声速横向喷流,获取了运动状态下的横向喷流干扰量,并对比分析了俯仰运动和角速率对喷口附近流场结构、模型表面极限流线、表面压力分布和子午线压力变化及气动特性和干扰放大因子造成的影响。结果表明：模拟参数范围内,动态及角速率影响随运动方向及迎角范围而发生变化;中小迎角时主要影响上游分离区和尾部偏折效应,大迎角时弓形激波位置变化显著;俯仰运动的气动特性和横向喷流干扰特性出现动态迟滞,且随角速率增加而增强;动态大迎角下由于压力平台效应减弱,其力矩放大因子受俯仰运动影响更为明显,出现偏离静态的不利结果。     

多孔渗透结构影响尾缘噪声的试验

本文设计了一种尾缘(TE)上游多孔渗透结构,通过在全消声低速射流风洞,利用远场麦克风测量研究了不同工况和材料物性下尾缘辐射噪声的影响。结果表明:所设计的多孔渗透结构产生了额外的方腔噪声特征,相对密度4.7%的泡沫金属所产生的附加噪声最小,颗粒状多孔材料比泡沫金属产生的附加噪声小。对称流动条件下多孔平板尾缘噪声中出现的方腔单音噪声特征,在人工非对称流动条件干涉下消失,表明压差推动渗流穿过表面是这种设计的关键。缩小人工非对称流动与非对称曲面翼型产生的压力条件之间的差异以及避免过大面积多孔设计是改进的方向。     

2024铝合金新人工时效制度的探讨

为缩短2024铝合金的自然时效时间,本文通过对2024铝合金导电率和硬度实验研究以及对它的时效机理的分析,初步确定了2024铝合金的一种新的时效时间较短的人工时效制度.这种新时效制度为:时效温度45±5.5℃,时效时间12h.在飞机结构维修中,这种新人工时效制度对于缩短飞机维修停场时间具有重要作用.     

优化驱动的起落架结构设计方法

起落架结构是飞机上最复杂最重要的结构之一,传统的设计方法依靠人工经验反复迭代,没有充分利用结构优化技术,具有设计周期长且不能最大限度得到最优设计的缺点。根据结构优化技术的发展,提出了优化驱动的起落架结构设计方法,实现了优化驱动的设计方法在起落架领域的完整工程应用。结构优化技术作为整个设计流程的驱动者,在其中发挥贯穿全程的主体作用,根据不同设计阶段的需求,先后运用拓扑优化、尺寸优化和形状优化技术。以某型飞机前起落架外筒的设计为例可以发现,相比传统设计方法,新方法在相同的设计约束条件下,能更快得到设计方案,结构质量减少了24.1%,实现了起落架结构的快速设计和轻量化设计。     

复合材料盒段耐久性损伤容限试验研究

以冲击损伤容限设计思想为基础,按冲击压缩破坏曲线的门槛值确定设计许用值进行设计的复合材料结构,一般认为“静力覆盖疲劳”和“损伤不扩展”的结论成立,DAC8号复合材料机翼的设计遵循了这一设计思想。为验证上述结论选取复合材料机翼主受力盒段即油箱盒段,进行了耐久性损伤容限试验研究。结果表明,引入8～15J人工冲击损伤4处,并在1.15倍加重谱下进行了2倍寿命耐久性试验和2倍寿命损伤容限试验的结构,其剩余承载能力仍达到无损结构承载能力的80％以上,且试验过程中和试验结束后的无损检测均未发现预制的人工损伤发生扩展,证实了“静力覆盖疲劳”和“损伤不扩展”结论的正确性。     

航空旅游分销的策略及趋势

一、航空旅游分销的初期状况在航空旅游分销早期，航空公司是在一个航空管制的环境下经营，也就是说：政府的政策和法令高度限制和管制了航空业的发展。在这种管制的环境下，航空公司之间竞争相对来说较少，并且航空公司都以区域性的航线结构飞行（即点到点飞行人在技术方面，航空公司利用人工变更航班时刻表和进行座位及票价的管理，同时利用人工开票。在这种早期状况下，随着航空旅行需求的增长，航空旅行的分销方式也发生了变化。首先，人工管理、变更航班时刻表、座位及票价，不能满足航空公司需要。于是航空公司首先为自己开发了电脑订…     

带舵旋成体侧向喷流流场特性分析

针对带舵旋成体外形,来流马赫数为2.0,迎角为0°,10°和20°,喷口位于×字舵中间,首先开展了喷主流干扰流场的数值模拟与风洞实验校验,得到相符的喷口附近子午线压力分布,验证了数值模拟方法的可行性;然后根据数值模拟得到的喷主流干扰流场结构和流动参数分布,分析了喷主流干扰流场结构随迎角的变化特点;最后从喷口附近旋成体和尾舵表面压力分布的变化分析了喷主流干扰对气动力/力矩放大因子的影响.研究结果表明:随迎角增大,喷流前激波向喷口靠近,分离区减小,喷主流压比增大,喷流穿透高度增大;气动力/力矩放大因子均大于1.0,随迎角增大,放大因子减小.喷口位于×字舵中间时,喷主流干扰对喷流直接力有增益作用;×字舵的存在减弱了喷流的包裹作用,对流场起到了有利干扰.      

MF-1模型飞行试验结构与热防护关键问题研究

MF-1是我国首次以高超声速空气动力学基础问题研究为目的的航天模型飞行试验,试验模型为锥-柱-裙体,主要研究0°攻角圆锥边界层转捩和压缩拐角激波/边界层干扰现象。试验飞行器的结构与热防护系统,既要满足飞行安全的基本要求,又要满足转捩研究对表面精度的特殊要求。针对超大尾翼的变形控制要求,将"#"字形加强筋结构优化为"米"字形,有效抑制了尾翼的最大变形量和颤振的发生;针对4片尾翼安装偏角的控制要求,通过尾翼安装面工艺改进和安装偏角正负抵消的办法,确保了总安装偏角(代数和)小于7′,有效抑制了弹体滚转;针对表面精度控制要求,提出弹体结构/薄壁测温模块一体化设计与二次精加工方案,有效抑制了测温模块对边界层流动的干扰。地面测温组件热振联合试验、尾翼/尾段静力试验和试验模型振动试验结果表明,MF-1模型飞行试验结构与热防护系统安全可靠。飞行试验结果表明,MF-1模型飞行器结构与热防护关键问题的解决措施基本成功,但试验模型头锥与前舱连接同轴度偏差导致部分子午线出现台阶超差,从而诱导了部分子午面出现强制转捩现象,凸显了表面精度控制对边界层转捩研究的重要性。     

基于人工势场-人工鱼群算法的改航路径规划

航班路径规划是改航策略的一个关键问题。将人工势场和人工鱼群算法相结合,应用于航班路径规划问题中。建立了引力和斥力的人工势场模型,用于单条改航路径规划;构造了单个人工鱼和适应度函数,采用人工鱼群算法优化改航路径;通过对改航路径的评估和修正,获得满足要求的改航路径。算例仿真结果显示,与现行的改航相比,基于人工势场-人工鱼群算法生成的改航路径总长度缩短了7.6%,表明算法是可行的和有效的。     

改性双基推进剂老化燃烧性能实验研究

用Ｘ射线实时荧屏分析系统对人工加速老化的改性双基推进剂的燃烧性能进行试验研究,结果表明,人工加速老化对双基推进剂的燃速影响不大,但对推进剂的装药结构性能有较大影响。试验发现在７０°Ｃ的老化温度下２４天后,推进剂的结构破坏导致异常燃烧现象明显,辅助试验表明,６０°Ｃ９０天可以认为是该种推进剂的安全界限