基于不确定性的旋翼转速优化直升机参数设计

为了提高旋翼转速优化直升机总体参数设计质量,基于不确定性多学科设计优化方法,对旋翼转速优化直升机的参数设计进行了研究。首先对最优旋翼转速的不确定性进行分析与建模,同时也考虑了直升机加工制造、材料老化引起的不确定性因素,对比发现最优旋翼转速是旋翼转速优化直升机设计中的主要不确定性因素;然后在协同优化框架下,分别建立了直升机飞行性能、直升机重量、飞行稳定性与变转速涡轴发动机性能计算模型;最后以续航性能为系统学科,悬停性能、飞行稳定性分别作为子学科,进行多学科的不确定性优化设计,得到了3种不确定性优化设计方案。通过对比分析可以发现：第2种方案为旋翼转速优化直升机的最佳参数设计方案,该方案满足悬停需用功率低于350 kW,飞行稳定性指数小于0.8等约束条件的概率不低于95.46%,并且直升机的最大航时期望值也较大。     

自适应飞机驾驶员最优控制模型研究及应用

针对驾驶员最优控制模型(OCM)无法反映飞行员在未知环境下渐进适应过程这一缺点,采用自适应状态估计理论对OCM进行改进,建立了基于自适应状态估计的驾驶员最优控制模型(MOCM-AE),给出了算法流程。通过对比飞行试验数据和未知扰动下的着舰应用,对模型进行了评估。通过人机闭环仿真进行了飞行试验再现,得到了人机闭环频域曲线。对比结果表明,与OCM相比MOCM-AE的频域特性曲线与试验更为吻合。在着舰应用中,引入低空紊流作为未知扰动进行着舰仿真,结果表明OCM强烈依赖于先验经验,而MOCM-AE无论是否具有先验经验,无论是否存在未知扰动,均能取得良好着舰效果。在未知扰动和舰尾流影响下,MOCM-AE比传统OCM着舰精度提高59%,着舰点分布范围缩小29%,这体现了飞行员对未知环境的适应能力。     

欠驱动航天器飞轮控制方法

针对应用任意剪刀对构型飞轮群的欠驱动刚体航天器姿态控制问题,将飞轮群与航天器看作整体系统进行建模,从整体系统可控性角度分析采用传统模型进行控制系统设计存在的局限性。随后通过对飞轮群角动量集合描述,得出航天器姿态可机动集合。由于飞轮群构型的任意性及航天器的欠驱动特性,导致具有初始角动量的整体系统难以针对系统状态方程采用Lyapunov函数方法进行状态反馈控制器设计,同时为了保证存在外扰动力矩的航天器姿态机动精度,采用非线性预测控制方法实现系统的反馈控制。所提控制算法实现了任意飞轮群剪刀对构型、飞轮群角动量非饱和条件下,任意系统初始角动量欠驱动航天器在姿态可机动集合中的机动控制。仿真结果表明,系统具有良好的控制性能及精度。     

民用飞机后机身结构静力试验方案设计

针对某民用飞机后机身结构特点和受载形式,设计了相应的静力试验方案。该方案合理模拟了后机身结构的支持和边界条件,同时对后机身严重载荷情况进行分析处理,实现了飞行载荷和惯性载荷在后机身结构上的施加,顺利完成了大部段复杂结构的静强度试验。试验结果表明,后机身结构能够承受极限载荷,其刚度和强度满足设计要求。     

Finite element reconstruction approach for on-orbit spacecraft breakup dynamics simulation and fragment analysis

Breakup model is the key area of space debris environment modeling. NASA standard breakup model is currently the most widely used for general-purpose. It is a statistical model found based on space surveillance data and a few ground-based test data. NASA model takes the mass, impact velocity magnitude for input and provides the fragment size, area-to-mass ratio, velocity magnitude distributions for output. A more precise approach for spacecraft disintegration fragment analysis is presented in this paper. This approach is based on hypervelocity impact dynamics and takes the shape, material, internal structure and impact location etc. of spacecraft and impactor, which might greatly affect the fragment distribution, into consideration. The approach is a combination of finite element and particle methods, entitled finite element reconstruction (FER). By reconstructing elements from the particle debris cloud, reliable individual fragments are identified. Fragment distribution is generated with undirected graph conversion and connected component analysis. Ground-based test from literature is introduced for verification. In the simulation satellite targets and impactors are modeled in detail including the shape, material, internal structure and so on. FER output includes the total number of fragments and the mass, size and velocity vector of each fragment. The reported fragment distribution of FER shows good agreement with the test, and has good accuracy for small fragments.     

基于梯度方向二值模式特征的飞机翼尖跟踪技术

研究基于视频图像分析与定位的飞机翼尖跟踪技术,为飞机地面移动提供安全保障.现有图像特征进行翼尖跟踪经常失效且计算效率低下,本文结合纹理和轮廓信息,提出以梯度方向二值模式( OG_ LBP)为特征的粒子滤波跟踪算法,降低特征维数的同时建立局部和全局的翼尖特征直方图描述,提高识别效果.同时,该算法在粒子滤波基本框架之下,结...     

飞机高强度辐射场(HIRF)防护分析

首先通过对HIRF引起的飞行事故的介绍,提出研究HIRF防护的必要性,接着介绍了HIRF防护条款在国内外的发展及相关要求,在此基础上研究了飞机HIRF合格审定方法,最后对比了实施HIRF防护适航条款前后的费效比,指出实施HIRF防护条款后有更大收益,对我国在HIRF防护领域开展相关研究具有借鉴意义.     

“神舟号”飞船回收着陆系统可靠性分析中的几个问题

文章概述了“神舟号”飞船回收着陆系统研制过程中,在可靠性分析方面所作的部分研究工作．其中包括系统的可靠性建模、系统可靠性评估方法、降落伞可靠性评估方法和验证方法、火工装置可靠性评估方法及验证方法等内容。     

基于人工神经网络的柔性机翼挠度预测

为实现对承载后柔性机翼挠度的准确预测,在全面分析柔性机翼挠度的影响因素基础上,应用正交试验法确定的影响柔性机翼挠度的主要因子作为输入变量,挠度作为输出变量,以大量试验数据为训练样本,通过多次试取隐含层和各隐含单元,并选取trainlm作为最优训练函数,最终建立了预测柔性机翼挠度的BP(Back Propagation)人工神经网络模型.在此基础上,随机选取试验结果中的12组试验样本,连续进行10次挠度预测,预测结果和试验实测值最大相对误差和标准方差分别为4.481%,1.033 7.解析结果表明:柔性机翼挠度预测结果与实验值吻合的较好,建立的人工神经网络预测模型具有较高的预测精度.     

月表地形环境对着陆器热控系统的影响分析

月球着陆器着陆月表之后的外热流环境与地球轨道卫星外热流环境的最大区别在于月表红外热流的影响.分析月表地形特征是确定月表红外热流影响范围的基础.文章根据调研分析选择了月海地区可能存在的平坦月表、斜坡、石块和撞击坑4种典型地形特征以及月表的热物性参数,并通过计算分析得出了月表地形对着陆器热控系统的一些影响规律--其中平坦月表和斜坡的影响最大,石块和小型撞击坑的影响可以忽略,大型撞击坑可以等效为斜坡的影响.