民用飞机机翼结构快速设计及自动化调整

为提高总体设计的质量和效率,研究了民用飞机机翼结构及整体油箱的设计措施,并在一个开放式飞机总体设计环境中实现这一功能.定义了飞机翼面坐标系,提出了机翼、梁/墙、桁条、翼肋和蒙皮的参数化描述及模型构建方法,建立了交互式机翼结构及油箱三维设计环境,自动获取结构及油箱的体积、重量、重心和惯性矩等物理信息.在此基础上,实现了机翼结构和整体油箱的自动化模型调整及几何体质量特性的自动重算,为总体设计阶段进行飞机重量、气动和结构的多学科设计优化奠定了基础.最后,给出设计实例说明了机翼结构的设计和自动化调整方法是有效的.     

运载火箭双维度极性检查方法与应用

运载火箭接口极性设计及安装的正确性关系到型号的飞行成败,为确保运载火箭在设计及生产制造过程中的极性正确性,提出了一种对设计极性和安装极性进行双维度闭环检查确认的方法。本方法已在新一代大型运载火箭中实现了全箭接口极性全流程闭环检查确认,加强了极性设计状态和产品安装实现的闭环管控,确保了接口极性设计的正确和匹配。     

船用CAN网络信息交换及监测装置系统的设计与实现

针对船用导航系统CAN网络化实施的需要,提出了CAN网络信息交换及监测装置系统的设计与实现方案。具体介绍了CAN网络信息交换及监测装置系统的设计原则、功能设计、硬件设计以及基于VxW orks的Z inc6.0的软件实现,并给出CAN网络信息交换及监测装置系统主界面显示参考实例。     

导弹系统总体方案设计的研究

以空空导弹总体方案设计为例,简单扼要介绍了导弹系统总体方案设计的全过程,给出了设计流程图,介绍了方案评估时加权系数的确定方法及方案评估方法,这一方法有利于通过人机交互在计算机上实现总体方案设计,改变了传统设计方法,最后给出了空空导弹的设计结果并明确了使用时应注意的问题.      

非对称复合材料结构特性分析及其应用

为了解决机翼的扭转发散、载荷重新分布及操纵反效和操纵效率等问题,基于非对称复合材料的各向异性及相对于普通复合材料更好的可设计性,以几种典型非对称复合材料层板的试验及计算为基础研究了非对称层合板的各种耦合特性,并进行了非对称复合材料机翼的设计,得到了满意的结果．验证了非对称复合材料结构在机翼设计中应用的可行性．      

卫星用无污染爆炸螺栓

介绍了卫星用无污染爆炸螺栓的设计过程,包括结构原理、设计计算及污染量的测定。     

新型压电式粗糙度测量仪的研制

8587A 型表面粗糙度测量仪,是采用压电式传感器的多参数仪器。本文讨论有关实验及设计问题。随机轮廓图形实验,验证了压电传感器测得的波形能真实地复现表面特征的实际轮廓。长波传输特性实验提出了测定仪器长波传输特性的一种实用方法。仪器的设计采用组合式结构,控制及数据处理应用8031单片机。对压电传感器进行了改进,并研制了抗干扰电荷放大器及程控放大器,使仪器达到了设计要求。     

纳卫星散热面与隔热层的联合设计模型与算法

纳卫星的被动热控系统对卫星舱内的温度控制及其有效载荷的可靠工作具有重要意义.散热面与隔热层设计是被动热控设计的两大关键环节.在对其进行传热学分析的基础上,建立了纳卫星散热面面积及隔热层厚度的联合设计模型和求解算法,阐述了应用这一联合设计模型与算法的具体流程,并以一太阳同步轨道纳米卫星为例,在客观分析其轨道热环境特点的基础上,对其散热面面积和隔热层厚度进行了设计计算、结果分析和仿真验证,得出了各设计参数间的制约关系,设计结果的分析及仿真验证表明:采用散热面和隔热层的联合设计可以得到较好的被动热控效果,这一联合设计模型与算法为纳卫星的被动热控系统设计提供了简便的设计计算模型和求解算法.      

工序尺寸参数设计的数学模型

由于工艺过程设计所涉及到的所有尺寸参数几乎都是耦合着的,因此采用人工的、凭借经验的方法进行工序尺寸参数设计常常效率甚低.为了提高设计效率及经济效果,建立了一种工序尺寸参数设计的基本数学模型,并给出了两个基本可行域的结构.该模型的建立不仅可用于实现工序尺寸参数设计的最优化和自动化,而且可用于证明已有方法的正确性及发现更好的设计方法.     

圆波导介质片极化器的设计

本文从分析入手,介绍了一种介质片圆极化器的设计。这种圆极化器结构紧凑、无需调试,可以方便地用于卫星地面接收天线系统,可获得良好的圆极化及驻波比特性。文中系统地介绍了该极化器的设计公式及过程;给出了一些计算曲线及数据表,可供设计者查用。     

构架式可展开天线自由度与奇异性分析

针对以四面体为基本单元的构架式空间可展开天线,基于螺旋理论分析了多环耦合机构3RR-3RRR基本单元及多单元组网的自由度,降低分析此构架单元过约束与奇异性的复杂性。首先,根据螺旋理论能同时表示运动副轴线的位置和运动副类型的特点,建立了3RR-3RRR单元各铰链的运动螺旋并求解出单元过约束数;其次,运用修正的Kutzbach-Grübler公式求解出此单元的自由度,并分析出在特殊位形下的奇异性和瞬时性;最后,多单元组网成一个复杂耦合机构,采用等效构型的方法简化组网结构可得此天线反射器收展所需自由度,再通过计算各花盘的相对间距来验证构架可展开天线的收展协调性。研究表明构架式天线反射器3RR-3RRR四面体单元为单自由度机构且含有4个过约束,便于机构的展开控制,在同步杆铰链处于特殊位形下有约束奇异。组网后反射器桁架系统是单自由度机构,机构在单驱动运动过程中可展开完全,实现构架可展开天线各杆件在工作时运动协调,在空间机构领域具有良好的应用性。     

Web服务事务处理系统的研究与实现

Web服务具有良好的互操作性,能有效地支持软件的集成.在集成和交互过程中,Web服务需要事务的支持获得一致和可靠的结果.通过分析Web服务事务处理的基本原理、运行过程和机制,设计和实现了一个Web服务事务处理系统.该系统包括客户端、协调器、参与者和监控管理工具四部分,其中客户端创建、提交或者取消Web服务事务,协调器是管理和控制事务运行的协调中心,参与者是参与事务的Web服务,监控管理工具是提供给管理员的可视化工具.在协调器和参与者的交互过程中使用两阶段提交协议保证事务的原子性和一致性.该系统在处理过程中具有一定的实用性和灵活性,并能满足跨企业商业事务的需求.     

基于信息模型的测试性试验样本集充分性研究

建立了产品的故障模式信息模型,包括产品的故障模式、结构单元、功能和测试数据以及这些数据之间的映射关系.根据该信息模型,定义了三种故障模式等价集合,即故障模式单元等价集合、故障模式功能等价集合、故障模式测试等价集合.在这些等价集合的基础上,建立了测试性试验中样本集的三种典型充分性度量和准则,即单元覆盖充分性度量和准则、功能覆盖充分性度量和准则、测试覆盖充分性度量和准则.分析了典型充分性度量和准则的适用范围,并建立了综合充分性度量和准则.使用综合充分性度量可以评价样本集的充分程度,使用综合充分性准则可以确定样本集的构成要求.建立了综合充分性度量和准则的应用方法和流程.通过实例验证了该方法的可行性.     

高超声速飞行器滑行航迹优化

针对高超声速飞行器滑行的密度模型、动力学模型、空气动力模型和作为输入的攻角,将弹道问题转化为最优控制问题,采用极大值原理求得航程最大的一阶必要条件,采用多次变区间的遗传算法、非线性单纯形法和邻近极值法的组合优化策略来求解此两点边值问题,首先用多次变区间的遗传算法和单纯形方法求得全局航程最大,然后用邻近极值法得到合适的初值满足所有终端约束,通过对一高超声速飞行器的算例进行了优化计算,得到了最优弹道和优化算法的收敛曲线,并与升阻比最大飞行方案进行比较可知,最优控制方案求得的航程大于升阻比最大飞行方案的航程.      

项目费用控制的一个有效手段

获得值是项目费用控制和项目进度控制的重要度量指标.本文论述了获得值的概念和方法,介绍了它在项目控制中的重要作用,以及应用获得值预测项目完工时可能的费用.然后,介绍了S曲线,S曲线可以显示在当前时间项目的费用是否超支,以及进度是提前还是滞后于计划.最后,描述了基线与预算的区别和联系.基线是控制的尺度,预算则是业主最期望花费的费用,二者的差值就是不可预见费.      

压电类智能梁元的优化布局

分别对具有无限小长度驱动器的悬臂和简支智能梁的一阶模态和二阶模态进行了具体的分析和计算,确定了驱动器在梁元中的最优布局,总结了有关驱动器在梁元中布局的一些基本性质,并从解析的角度对驱动器的最优布局点给予解释.由于以上有关驱动器最优布局的分析是在忽略驱动器的长度的假设基础上进行的,所以又对有限长度的驱动器的布局问题进行了初步的探讨.     

GPS/GLONASS/GALILEO多星座组合导航系统研究

通过对多星座组合导航系统的分析,对多星座组合导航定位算法进行了研究。由于GPS、GLONASS、GALILEO系统分别采用了不同的坐标系,文中利用坐标系变换将不同星座统一到同一个坐标系中,采用增加状态变量的方法实现了组合系统的时间统一,从而实现了多星座间的时空统一;针对多星座组合系统的可见卫星数目大大增加的特点,采用最小二乘的方法实现了用户的导航定位解算,提高了用户的定位精度。通过对GPS/GLONASS/GALILEO多星座组合导航系统的仿真研究,其结果表明:与GPS单星座相比,GPS/GLONASS/GALILEO多星座组合导航系统,同一时间内可见卫星数目大大增加,PDOP值明显减小,有效提高了导航定位精度,具有良好的定位性能和可靠性。     

Preliminary mission profile of Hera’s Milani CubeSat

CubeSats offer a flexible and low-cost option to increase the scientific and technological return of small-body exploration missions. ESA’s Hera mission, the European component of the Asteroid Impact and Deflection Assessment (AIDA) international collaboration, plans on deploying two CubeSats in the proximity of binary system 65803 Didymos, after arrival in 2027. In this work, we discuss the feasibility and preliminary mission profile of Hera’s Milani CubeSat. The CubeSat mission is designed to achieve both scientific and technological objectives. We identify the design challenges and discuss design criteria to find suitable solutions in terms of mission analysis, operational trajectories, and Guidance, Navigation, & Control (GNC) design. We present initial trajectories and GNC baseline, as a result of trade-off analyses. We assess the feasibility of the Milani CubeSat mission and provide a preliminary solution to cover the operational mission profile of Milani in the close-proximity of Didymos system.     

目标飞行器交会对接轨道的设计和控制

根据目标飞行器轨道高度和追踪飞行器入轨轨道高度,给出了目标飞行器交会对接轨道初始相位的设计方法。针对目标飞行器交会对接轨道控制要求,建立了共面相位计算模型以及轨道相位、高度和圆化度的多目标参数求解模型。基于定轨误差、轨道控制误差和轨道预报误差的调相时间分析,制定了目标飞行器调相控制策略。仿真计算表明,实现的目标飞行器交会对接轨道满足要求,验证了调相控制量优化原则的正确性,并对标称共面与虚拟共面的共面时刻和共面相位进行了比较。所提出的计算模型、控制策略和分析方法适用于目标飞行器交会对接轨道设计和控制实施。     

基于CAN总线的控制系统地面仿真测试平台研究

针对采用CAN总线进行数据传输的小卫星和运载火箭控制系统开展地面仿真测试评估研究。基于CAN总线和以太网构成总线网络,构建卫星和运载火箭控制系统地面仿真测试评估平台,给出总线上各仿真节点和实物节点的软硬件设计方案,设计了机内测试模拟方案。仿真验证分析表明,利用该平台可以对卫星和运载火箭控制系统信号、总线运行情况、控制周期和网络时延等进行正确分析,为卫星和运载火箭控制系统方案评估、控制方法和快速测试方法研究等提供理论依据和技术支持。