六自由度舰面模拟平台的数学建模与仿真

建立了一种六自由度运动平台的数学模型;按国家标准(GB/T14410-93)定义的坐标系,导出了液压动作筒长度与平台六自由度位移之间的关系;最后根据液压动作筒的极限行程,采用数值仿真确定了平台单自由度运动时的幅值,对平台的多自由度组合运动也进行了仿真计算,为设计六自由度舰面模拟运动平台提供了理论依据。     

飞行器极性测试六自由度并联平台设计与应用

本文对用于飞行器极性测试的六自由度并联台进行了研究,分析了六自由度并联台技术背景及其在飞行器极性测试领域应用的可行性,给出了六自由度并联台总体设计方案,对平台关键指标进行了仿真验证,系统地阐述了六自由度并联台在飞行器极性测试应用过程中的关键技术和方法.     

基于PSD的并联微定位平台位姿检测方法

位置姿态（以下简称位姿）检测是研究六自由度定位平台的技术难点之一,为了快速准确测量六自由度并联微定位平台的位姿,验证平台的定位精度,基于多片二维PSD光电位置传感器设计了六自由度光学位姿检测系统。依据几何光学理论,建立了六自由度位姿解算的数学模型。通过仿真计算,该算法可以快速准确解算六自由度定位平台位姿。进一步分析了该模型在考虑存在测量误差时的理论计算误差,结果表明,基于二维PSD位置传感器的六自由度光学位姿检测系统在解算六自由度定位平台位姿的同时,具备较高的测量精度。     

多自由度大型装配工艺装备虚拟建模与仿真

多自由度大型装配工艺装备的结构和驱动形式复杂.通过分解大型工装的自由度,引入运动构件层次结构对工装进行多自由度抽象建模,提出一种节点单元结构构建虚拟环境下的工装模型,并建立了适用于多自由度工装建模的模板;基于多自由度工装模型,通过实时交互指定虚拟环境中工装与装配对象的关系,实现工装和装配对象的组合运动仿真;开发了用于多...     

基于模糊PID算法的六自由度并联机构控制研究

针对六自由度并联机构难以实现高精度及快速响应的问题,分析六自由度并联机构模型,提出基于模糊PID的六自由度并联机构的控制算法.介绍了六自由度并联机构的运动学反解模型及机械系统模型;在此基础上确定模糊算法的模糊语言变量、隶属函数和模糊规则,完成了六自由度并联机构模糊PID控制器的设计.针对一组PID控制参数进行了仿真和实验,结果表明,加入模糊算法的PID控制提高了系统的动态响应特性及运动精度.     

空间对称型7R机构运动特性分析及组合应用

提出了一种空间对称型7R机构,可利用此机构组合构造空间可展开机构。通过旋量拓扑图分析了其整体自由度,得到了其运动副轴线方位变化时整体机构自由度数目的变化情况;基于反螺旋理论分析了运动副轴线方位不同的情况下运动输出构件的自由度数目和性质,并针对其瞬时性做了判别,发现其在不同运动副轴线方位布置情况下会出现局部自由度与瞬时自由度;分析了机构在不同驱动情况下的奇异特性,得到了机构在不同的驱动下处于奇异位形时的几何条件;最后选定自由度为1时的空间对称型7R机构组合构造了一类单自由度多棱锥型空间可展开机构,通过设置其运动副轴线方位,可以使其具有较大收拢率,同时当机构完全展开时,奇异特性使得其具有较好的力学性能。通过多个棱锥型空间可展开机构的组合,可以构造出新型大尺度空间可展开机构,在航空航天领域具有较好的应用前景。     

基于并联机构构型的新型CTS试验技术

捕获轨迹试验(CTS)技术是研究机弹分离安全性的有效手段,六自由度机构是CTS试验系统的核心组件。相比串联机构,并联六自由度机构具有定位精度高、机构刚度高以及承载能力强等优势。本文将并联机构应用到CTS风洞试验技术中,在风洞空间尺寸等条件约束下,对并联式六自由度机构构型以及结构参数进行设计,给出六自由度机构的位姿反解方程,评估了并联六自由度机构的运动空间,并对机构定位精准度进行了地面测试。CTS试验系统风洞试验验证结果表明:并联式CTS六自由度机构定位精准度高,CTS风洞试验数据重复性良好,试验系统运行稳定,不同马赫数下试验结果规律性良好。     

某典型飞行器模型俯仰/滚转两自由度耦合动态气动特性

先进飞行器在大迎角高机动飞行过程中,气动力复杂演化与运动姿态剧烈变化的相互作用,容易诱发俯仰拉起的滚转或侧偏等耦合运动,呈现出十分强烈的多自由度动态气动力特性。为此,选取某典型四代机修型设计模型,利用FL-26风洞专用的俯仰/滚转两自由度动态试验装置,开展了单自由度和俯仰/滚转两自由度耦合运动的动态气动力特性研究。结果表明,研究模型在迎角30°左右会出现滚转单自由度的侧偏和小振幅摇滚运动现象;俯仰单自由度振动条件下,模型法向力和俯仰力矩会出现明显的气动迟滞特性;在强迫俯仰/自由滚转（或强迫滚转）两自由度耦合运动情况下,模型的侧偏运动幅值得到了一定的抑制,但纵横向气动力都出现了迟滞现象,甚至是多个气动迟滞环结构,容易引发耦合失稳发散。     

液压Stewart平台基于工作空间综合偏差的同步控制

 为了抑制轨迹跟踪过程中各自由度运动之间的相互干扰,将平台跟踪的轨迹进行泰勒级数展开,提出基于工作空间含有各向自由度运动自身跟踪偏差和各自由度运动之间耦合干扰偏差的综合轨迹跟踪偏差量的表达式。根据工作空间综合偏差量反馈,利用反步法设计鲁棒控制器,使各向自由度运动自身跟踪偏差与之间的耦合偏差同时稳定地趋于零,以限制跟踪过程中各自由度运动之间耦合干扰。同时,考虑到实际平台惯性参数不确定性,推导得出惯性参数自适应律,以提高系统的跟踪精度。利用AMESim与MATLAB进行联合仿真验证,结果表明:与传统的比例 积分 微分（PID）控制器相比,该方法在保证各自由度运动自身跟踪偏差稳定收敛的同时有效地降低了各自由度运动之间的耦合干扰偏差,更有效地提高了平台的跟踪性能。     

3R-3URU可展单元机构及其在构架式可展天线中的应用

提出了一种空间单自由度(DOF)可展单元机构3R-3URU。首先,基于螺旋理论和修正的G-K公式分析了RURUR单闭环机构的自由度,建立了该机构中主动关节和被动关节速度之间的解析关系式,基于此关系式和3个RURUR机构共用首尾转动副的结构特点推导了3R-3URU单元机构的自由度,得到了3R-3URU机构具有1个自由度时各运动副的方向和位置满足的几何关系式。其次,将3R-3URU机构应用于3RR-3RRR四面体可展单元及其组成的球面构架式可展天线中,得到了具有收拢和调姿两种自由度的新型可展机构。最后,利用Adams软件对3R-3URU可展单元机构的自由度和其在四面体构架式可展天线中的应用进行了仿真验证。该3R-3URU可展单元机构具有单自由度、铰链种类少、结构简单等优点,可用于曲面构架式可展天线的支撑机构中,实现大折叠比。     

80 years education of aerospace science and technology in Tsinghua University

The development of aerospace science and technology largely relies on the education and academic contribution of students in universities covering aerospace science and technology. The School of Aerospace Engineering of Tsinghua University, with a history of eighty years since the set-up of its Department of Aeronautical Engineering in 1938, graduated 5273 undergraduate students, 1939 master students and 931 Ph.D. students. This paper provides an overview and analysis of the data related to undergraduate, master and Ph.D. students of this school. These data include the historical evolution of number of students and the actual status of students like their various interests and academic performance. The data and information shared in this paper may be useful for comparative study and for those who need primitive data to study relevant issues such as mental health of students, promotion of gender balance and educational improvement.     

机场飞行区资源调度问题研究(一)：基本概念与框架

世界航空运输系统的一体化、协同化和智能化发展对机场飞行区资源调度精细化管理和空中交通运行高效化管控提出了高要求。本文聚焦机场飞行区资源调度的基本概念与框架问题,是飞行区资源调度问题研究系列之一。从国际公约、理论研究和行业规范视角界定飞行区的基本概念,分析飞行区的一般运行过程和资源调度内涵。对飞行区资源调度体系涉及的理论方法、系统工具、管理机制等要素及逻辑关系进行系统总结。研究成果旨在为机场运行管理理论与应用的可持续发展提供科学指引。     

飞行器水载荷结构完整性数值模拟现状与展望-Part I:水上迫降和水上漂浮

现代飞行器面临水上迫降、水上漂浮、贮箱晃动和投汲水等复杂水载荷的结构完整性和乘员安全性分析问题日趋重要,随着科学技术的发展,数值模拟已经成为飞行器设计、分析和适航取证的重要手段。以固定翼飞机、水陆两栖飞机、直升机、火箭和卫星等现代航空航天飞行器为对象,围绕适用于飞行器水载荷分析的数值模拟方法进行综述,根据外流（水上迫降和水上漂浮）和内流（贮箱晃动和投汲水）的不同将综述内容分为Part I和Part II两部分。Part I的主要工作为：首先,归纳水上迫降和水上漂浮的事故和试验,总结水气两相流和流固耦合算法的发展现状和优缺点;随后,结合工程实际,介绍飞行器水上迫降和水上漂浮的范畴、水载荷分析要点、适用的数值模拟方法和软件的国内外发展情况,其中,水上迫降的总结包括飞行参数、波浪水面和弹性体对迫降性能的影响研究,水上漂浮的总结涵盖了飞行器构型参数、破舱和波浪对漂浮性能的影响研究;最后,指出复杂风浪情况下水上迫降和漂浮的水气固三相耦合工程应用难点和解决途径,并探讨飞行器水载荷数值分析的技术挑战和未来的发展方向。     

涡轮泵零组件的冲蚀分析

运用光学显微镜和电子显微镜的实验手段,研究了某火箭发动机涡轮泵零组件表面麻坑的各种动态特征和非金属零件局部缺损及变形的特点。用俄歇表层和红外光谱分析弄清了零件表面污染层成分和结构。得出了金属材料表面的麻坑和非金属材料的局部缺损与变形破坏的性质均属高速流动的固体微粒和气泡溃灭所产生的一种撞击冲蚀缺陷,其破坏机理以机械磨损为主。从零件表面污染层成分与结构来看,冲蚀破坏时有动能转换为热能的迹象。     

Al_2O_3-ZrO_2-SiC_W陶瓷复合材料的显微结构和力学性能

通过XRD、SEM、TEM及EPMA技术研究了Al_2O_3-25vol％ZrO_3(2mol％Y_3O_3)-25vol％SiCw(AZS)三元陶瓷复合材料的显微组织和力学性能。试验结果表明,该材料具有较好的强度和韧性配合,ZrO_2与SiC晶须同时起增韧作用。此外,SiC晶须以及弥散分布在Al_2O_3基体中的ZrO_2粒子也提高了该材料的断裂强度。室温下测得该材料的压痕断裂韧性为10.8MPam~(1/2),抗弯强度为676MPa。     

吸气式高超声速飞行器机体推进一体化技术研究进展

吸气式高超声速一体化飞行器最显著的特点是子系统之间的耦合较其他类型飞行器更加强烈,这使得其设计具有挑战性。所有的子系统之间部件相互干涉,包括:气动、推进、控制、结构、装载和热防护等,特别是机体与超燃冲压发动机之间的耦合最为突出。飞行器的前体和后体下壁面既是主要的气动型面,又是超燃冲压发动机进气道外压缩型面和尾喷管的膨胀型面,在产生推力的同时也产生升力和俯仰力矩。机体与发动机的强耦合作用对飞行器的推力、升力、阻力、俯仰力矩、气动加热、机身冷却、稳定性和控制特性有直接的影响。本文介绍了国内外机体推进一体化技术的研究进展,重点介绍了中国空气动力研究与发展中心(CARDC)的相关研究工作,包括:密切曲锥曲面乘波进气道和基于双激波轴对称基准流场内转式进气道设计方法、独创的大尺度脉冲式燃烧加热风洞一体化飞行器带动力试验技术和高超声速内外流耦合数值模拟技术等。对高速飞行中激波边界层相互干扰、流动分离机理、可压缩湍流转捩及其控制、超燃冲压发动机燃烧流动机理等相关基础问题也进行了研究,强调了对高效高精度计算方法的迫切需求。     

高超声速飞行器流动特征分析

在非流线型构件或突起物的扰动效应、高马赫数和低雷诺数极限效应、低湍流度环境效应和由激波或摩擦导致的气动加热效应等4个方面的影响下,未来高超声速飞行器涉及的流动主要表现出这样的特点:典型流动结构强度高、尺度大,如强激波和厚边界层;局部流动结构数量多;激波、膨胀波和边界层结构之间相互干扰十分严重;转捩、压力脉动和一些流动结构对细微因素非常敏感;压力、摩擦应力和热流峰值现象普遍;升阻比屏障难以突破;流场同时依赖大量无量纲参数和有量纲参数,导致实验模拟难度大。本文在回顾传统高超声速流动主要流动现象的基础上,对上述7个方面涉及的典型流动现象的基础研究现状、问题本质和因果关系进行综合描述,讨论如何更有效地面对基础研究和工程实际问题。该文既可为解决典型流动现象中尚未解决的基础研究提供帮助,也可为如何合理地利用有限的已知知识解决工程应用问题提供指导。     

我国县域工业发展与科技创新关系研究

工业是县域经济发展的重要支撑性部门,在县域经济发展中具有举足轻重的地位。无论是从制度基础、产业基础还是从工业自身性质上看,我国县域工业十分有利于科技创新,也需要依靠科技创新的支持。随着中国新型工业化的发展,大城市和特大城市将集中发展规模巨大的资本密集型和技术密集型产业,劳动密集型产业和资源开采类产业将更多地集中于县域地区。如果没有科技创新的相应跟进,难免会出现资源利用不充分、环境污染加剧等现象。因此,我国推进新型工业化,难点在县域,潜力也在县域。文章引用一系列实际数据,分析了当前县域工业发展中科技创新存在的不足,并提出了一些促进科技创新的建议。     

吸气式高超声速飞行器多学科动力学建模

高超声速飞行器一体化设计中存在气动/热/推进/结构弹性相互耦合的问题,首先根据飞行器的机体/发动机一体化设计思想构造了二维高超声速飞行器模型,并基于激波/膨胀波原理和动量定理建立了气动力模型,采用Chavez和Schmidt建立的超燃冲压发动机推进系统模型;在飞行器结构方面,引入变截面和变质量分布的自由梁结构模型,并采用Eckert参考焓方法分析的气动加热过程中承力梁不同轴向位置温度随时间变化特征,在此基础上运用模态法计算了燃料消耗和气动加热条件下结构的固有频率和振型特征,获得结构弹性变形的模型;最后建立了考虑热气动弹性和推进系统作用的飞行动力学方程。研究结果表明:质量变化对结构弹性特性影响比较显著,而气动加热的影响主要表现在振动频率方面,且会随着加热过程的持续而逐渐增强;结构变形会改变飞行器静配平状态,特别是在机体质量较大的最初飞行阶段,气动加热会强化结构变形对配平特征的影响;线性化系统的动力学特征分析表明,质量减小和结构变形均会增加短周期模态和振荡模态的不稳定特性,而对高度特性的影响不大,气动加热效应会进一步增加飞行力学和气动弹性的耦合特征,并导致弹性模态的稳定性降低。     

Review on signal-by-wire and power-by-wire actuation for more electric aircraft

The huge and rapid progress in electric drives offers new opportunities to improve the performances of aircraft at all levels:fuel burn,environmental footprint,safety,integration and production,serviceability,and maintainability.Actuation for safety-critical applications like flight-controls,landing gears,and even engines is one of the major consumers of non-propulsive power.Conventional actuation with centralized hydraulic power generation and distribution and control of power by throttling has been well established for decades,but offers a limited potential of evolution.In this context,electric drives become more and more attractive to remove the natural drawbacks of conventional actuation and to offer new opportunities for improving performance.This paper takes the stock,at both the signal and power levels,of the evolution of actuation for safety-critical applications in aerospace.It focuses on the recent advances and the remaining chal lenges to be taken toward full electrical actuation for commercial and military aircraft,helicopters,and launchers.It logically starts by emphasizing the specificity of safety-critical actuation for aero space.The following section addresses in details the evolution of aerospace actuation from mechanically-signaled and hydraulically-supplied to all electric,with special emphasis on research and development programs and on solutions entered into service.Finally,the last section reviews the challenges to be taken to generalize the use of all-electric actuators for future aircraft programs.