飞机维护虚拟样机技术研究与实现

分析了飞机设计中虚拟样机与数字样机技术的区别和联系,提出了基于虚拟样机工程生命周期管理P3R模型的虚拟样机仿真支撑平台体系结构,从虚拟样机维护视图的角度,阐述了飞机维护虚拟样机的概念,描述了以Windchill为基础设施构建的虚拟样机协同工作支撑平台和维护虚拟样机仿真定义与评估工具的功能和计算机实现,重点讨论了飞机虚拟样机维护过程的定义方法。     

复合制导空空导弹截获目标概率研究

中远程空空导弹普遍采用中制导加末制导的复合制导体制,在中末制导交接段,导弹截获目标的概率(TAP)是一个重要的设计指标。建立了一种工程上实用的截获概率计算数学模型,研究了影响截获概率的5种主要误差源及其计算公式,并给出了一条典型弹道的截获概率计算结果。该方法特别适用于研究不同误差源对截获概率的影响,可以在一次弹道计算中得到该条弹道的截获概率。     

木星辐射环境不确定性对总剂量风险的影响

以木星探测任务为背景,针对木星辐射带粒子能量高、通量大的强辐射特点,基于器件总剂量辐照试验数据、木星辐射带模型、太阳质子通量模型,将器件失效点剂量不确定性与辐射环境不确定性应用到总剂量设计中,可定量评估特定任务一定屏蔽下的器件失效概率、辐射设计余量(RDM)的置信度及影响因素,可实现木星任务中器件指标、屏蔽厚度和失效概率之间的权衡和优化。首先,根据商业器件TL084辐照试验数据,发现其失效概率分布符合威布尔分布。对于10个木星半径的赤道面轨道,辐射带质子通量比太阳质子大3个数量级,随着屏蔽厚度的增加和任务期的减小,TL084器件所受剂量和失效概率减小。当屏蔽厚度为 10 mm 铝时,器件平均寿命小于2星期。另外,定义并考察了器件的失效速率,失效速率随屏蔽厚度的减小和在轨时间的增加而增加。对于传统的RDM为2的设计方法,1 mm铝屏蔽下对应的置信度为89%。     

应对机动目标的全捷联导弹制导控制一体化设计

针对全捷联导引头探测器与弹体固连带来的视线(LOS)测量与弹体姿态的耦合问题,基于干扰观测器和动态面控制提出一种考虑全捷联视线角(FOV)约束的制导控制一体化(IGC)设计方法。首先建立起具有严格状态反馈形式的全捷联制导控制一体化设计模型;其次,针对目标机动和气动扰动带来的模型不确定,设计了一种非线性干扰观测器对其进行在线估计,并将其估计信息的平方引入设计过程;第三,针对全捷联模式下有限视场角凸显的状态约束问题,基于积分型障碍Lyapunov函数与动态面控制设计了一体化制导控制规律,并对闭环系统的稳定性和信号的一致有界特性进行了证明。仿真结果表明,在目标进行不同类型机动和气动扰动存在的条件下,所设计方法均能保证制导精度以及视场角满足约束条件。     

基于FEA的复合材料结构极限承载失效预测

针对复合材料层合板失效分析,基于经典层合板理论与一阶剪切变形理论,通过层合板等效刚度以及各单层板的应力-应变建立了一种并行多尺度方法,并基于此方法采用FORTRAN语言编写了子程序,通过与试验结果以及有限元分析(Finite Element Analysis, FEA)软件内嵌的复合材料失效模型进行对比,证实了并行多尺度方法的可行性,实现了对复合材料层合板在多种工况情况下的渐进损伤分析。     

复合材料径向和轴向螺栓连接失效预测方法及失效模式分析

大型火箭舱段间的复合材料端框连接主要由径向螺栓连接和轴向螺栓连接组成,设计了不同铺层和几何尺寸的连接试验件,并通过试验获得了失效载荷和失效形式。然后,选择了3种渐进损伤方法进行了连接结构的失效预测,并将预测结果与试验结果进行比较,结果表明：采用基于细观力学的复合材料渐进损伤方法,15组径向连接试验件失效载荷计算误差最大为17.3%;4组轴向连接失效载荷计算误差最大7.4%;预测的失效形式与试验结果接近,为连接结构确定了合适的失效预测方法。采用数值分析结果揭示了复合材料单向层的主要失效模式。为复合材料端框连接的设计研究提供了可用的失效预测方法及详细的失效模式分析结果。     

复杂系统的Bayes可靠性评估

讨论了复杂系统的Bayes可靠性评估。首先，对各种不同分布类型的单元进行Bayes可靠性分析；其次利用最大熵方法把单元可靠性信息进行综合，得到系统可靠性的验前分布；最后根据Bayes定理，利用系统可靠性试验信息来更新系统可靠性的验前分布得到系统可靠性的验后分布，依据此验后分布对系统可靠性进行评估。仿真算例说明了评估方法的合理性。     

吸气式高超声速飞行器前体/进气道一体化设计与试验

针对吸气式高超声速飞行器前体/进气道一体化设计的问题,以总体指标为约束,采用数值设计手段开展了前体/进气道一体化设计,并对高超声速飞行器进行测压/测力试验,考核了前体/进气道的一些主要性能,结果表明:①设计状态下,数值计算结果表明前体/进气道性能符合总体指标要求,设计手段有效;②数值手段模拟结果和风洞试验结果吻合良好,流量系数最大误差为4％,总压恢复系数最大误差为42％,数值算法有效;③前体/进气道的附加阻力随来流马赫数的增大而减小,0°攻角下,在来流马赫数为4时,附加阻力占总阻力的172％,在总体设计时应予以考虑;④在进行吸气式高超声速飞行器通流测压/测力试验设计时,应充分考虑进气道不起动的试验预案,防止由于进气道不起动导致整个试验的失败.      

基于模糊软集合和Bayes的后续备件组合预测方法

针对后续备件需求预测精度低的问题,提出一种基于模糊软集合和贝叶斯的后续备件组合预测方法。首先根据后续备件的消耗规律,分别提出后续备件因果预测模型和时序预测模型;然后选取残差平方和、信息熵和相关系数作为预测效果的评价准则,以两种单项预测方法的预测效果作为先验信息,采用德尔菲法对单项预测方法进行模糊评价,构建模糊软映射;最后综合先验信息与专家模糊评价值,利用贝叶斯方法确定组合权系数求得预测结果。结合算例,对比分析方法的优越性,表明该方法具有较好的合理性和有效性。     

基于数字滤波的低频时码秒脉冲抖动平滑方法研究

低频时码授时信号在接收时,由于环境等因素的影响会导致解调得到的低频时码秒脉冲出现抖动。为减小该抖动现象对低频时码定时精度的影响,基于我国低频时码授时系统(BPC),研究并设计基于数字滤波的秒脉冲抖动平滑方法,通过仿真实验,验证分析了最小均方误差(LMS)自适应滤波算法和卡尔曼滤波算法的有效性和抖动平滑性能。结果表明,低频时码秒脉冲的抖动现象可以通过BPC 1PPS (one pulse per second)和本地1PPS之间的相位差波动情况反映;LMS自适应滤波算法和卡尔曼滤波算法对BPC 1PPS的抖动平滑处理均有明显效果,卡尔曼滤波算法的抖动平滑效果更优,但存在一定的收敛时间,LMS自适应滤波算法的滤波结果响应速度快,但抖动平滑性能受滤波器阶数的影响。所以,在实际应用中,应根据实际需求选择合适的滤波器及相关参数。