超声喷丸与传统喷丸对TC4 钛合金残余应力影响的仿真分析

为了预测喷丸TC4钛合金试件的残余压应力层深度及值的分布和冲击面凹坑的直径、深度特征曲线及表面形貌的变化,采用ABAQUS/Explicit软件建立2个3D模型。通过超声喷丸与传统喷丸2种工艺过程数值仿真对比了表面残余应力场差异,分析了TC4钛合金弹丸直径、速度和冲击次数等喷丸参数对残余应力分布的影响。结果表明:当动能相同时,2种强化过程表面所产生的残余压应力是可比较的,超声喷丸模型亚表层残余应力深度为0.16 mm,约为传统喷丸模型深度的2倍;传统喷丸产生的残余压应力最大值约-800 MPa,约为超声喷丸的1.6倍。与传统喷丸相比,超声喷丸具有较低的表面粗糙度以及较深的残余压应力层。残余压应力层深度与弹丸直径呈正相关,但过大的弹丸尺寸会引起薄壁件另一侧残余拉应力区域的增大。     

基于ISM参数偏差阶梯式变化的ARAIM可用性

针对双频多星座全球卫星导航系统提供垂直引导服务的先进接收机端完好性监测技术(ARAIM)是当前完好性研究的重要热点之一,完好性支持信息(ISM)是实现ARAIM可用性的核心内容。为了探讨ARAIM可用性对ISM参数偏差的敏感度,在梳理ISM各参数和ARAIM性能关系的基础上,研究了基于阶梯式变化的ISM参数偏差对ARAIM可用性的影响情况。研究结果表明,ARAIM算法的四种可用性判据对ISM参数偏差表现出不同的耐受性,ISM各参数偏差对ARAIM可用性影响差异较大,且ISM参数中的用户测距精度(URA)对ARAIM可用性的影响最为明显,可造成大于10%的严重影响。     

基于低轨互联网星座的全球导航增强——机遇与挑战CSCD

针对当前卫星导航发展的瓶颈问题,结合当前低轨互联网星座蓬勃发展的趋势,提出了基于低轨互联网星座的全球导航增强系统建设方案。从新兴用户群体对PNT性能的需求、低轨互联网星座的优势、建设成本优势以及通导融合优势等角度出发,分析了低轨全球导航增强的发展机遇。从频率资源、功率资源以及收敛时间三方面,总结了发展低轨全球导航增强系统面临的挑战。在此基础上,为系统体制、信号体制以及系统建设提出了发展建议。最后给出了总结认为低轨全球导航增强采用天基监测+信号增强体制,信号落地功率有望提升15~30dB,收敛时间缩短至秒级,信号频段向Ka频段扩展,最终实现城市挑战性环境下快收敛、高精度、高完好、高安全、高可用的PNT目标。     

基于DSP 的压电马达驱动电路设计

在分析压电马达运行原理和等效电路的基础上,设计了一种基于LC谐振原理的压电马达驱动电路。采用TMS320F28035 DSP为电路的控制核心,利用全桥逆变和LC谐振产生驱动信号,并通过Multisim软件对驱动电路进行仿真分析。实验结果证明,该驱动电路能够满足驱动压电马达的要求,提高光纤对轴系统的定位精度,同时实现系统的小型化设计。     

基于自适应PID的异步电机电流控制

在异步电机矢量控制电流环中采用参数自适应PID算法。该算法采用带遗忘因子的递推最小二乘算法对PID参数进行在线估计,能够根据不同情况实时调整PID参数。试验结果表明,该算法鲁棒性强、稳定性好、自适应性强、计算量小,能够满足对电流控制的要求,并且提高了速度的抗干扰能力。     

基于北斗空时信息的安全通信方法

随着5G大规模商用和6G研发的启动,天地一体已成为未来移动通信发展的共识,然而空口边界被无限扩大,使无线通信安全面临着前所未有的严峻挑战,我国北斗三号卫星导航系统的全球位置信息服务为安全通信与定位导航的学科交叉提供了可能。提出了一种利用用户空时信息进行加密的安全通信方法,该方法是一种利用位置和时间唯一性的加密技术,通过北斗卫星导航系统的定位授时服务获取用户的空时信息,基于短报文业务实现信息共享,在传统加密算法的基础上提供额外安全层。该方法在密钥生成阶段提出了一种基于MD5信息摘要结合Logistic混沌映射的密钥生成算法（MD5-Logistic）,使加密过程随位置变化而动态更新。仿真结果表明,该算法生成的密钥具有较高随机性,且有效降低了生成密文与明文间的相关性。在此基础上,为提升对定位误差的容忍能力,引入容忍距离概念,将解密范围从一点扩大为一个区域,使系统的鲁棒性及实用性得到显著提升。最后通过实测得到通信成功率与容忍距离间的关系,并给出合适的容忍距离。     

直升机单发失效后自转着陆轨迹优化

建立了直升机单发失效后增广的纵向三维刚体飞行动力学模型,通过选择合适的目标函数、路径约束和边界约束,将自转着陆问题表示成非线性最优控制问题,使用非线性规划方法求解得到自转着陆的最优轨迹和操纵.以UH-60直升机为例,首先计算了自转着陆距离最短的最优解,并与二维点质量模型进行对比.结果表明三维刚体模型在旋翼转速、旋翼拉力...     

Time-domain nonlinear aeroelastic analysis and wind tunnel test of a flexible wing using strain-based beam formulation

A theoretical formulation for time-domain nonlinear aeroelastic analysis of a flexible wing model is presented and validated by wind tunnel tests. A strain-based beam model for nonlinear structural analysis is combined with the Unsteady Vortex Lattice Method (UVLM) to form the complete framework for aeroelastic analysis. The nonlinear second-order differential equations are solved by an implicit time integration scheme that incorporates a Newton-Raphson sub-iteration technique. An advanced fiber optic sensing technique is firstly used in a wind tunnel for measuring large structural deformations. In the theoretical study, the nonlinear flutter boundary is determined by analyzing the transient response about the nonlinear static equilibrium with a series of flow velocities. The gust responses of the wing model at various gust frequencies are also studied. Comparisons of the theoretical and experimental results show that the proposed method is suitable for determining the nonlinear flutter boundary and simulating the gust response of flexible wings in the time domain.     

某发动机药柱掉块对其结构完整性的影响

针对发动机药柱掉块的现象,进行了发动机的结构完整性分析。基于三维粘弹性有限元分析方法,以某含伞盘药型的固体导弹发动机为例,建立了不同位置、不同大小掉块的有限元计算模型,计算了发动机药柱在内压与轴向过载联合作用下的Von Mises应变场,得到了发动机药柱掉块对其结构完整性的影响情况,其中影响最大的是药柱飞边掉块,而前后翼锥处掉块对其结构完整性几乎没有影响。文中方法和结论为固体导弹发动机的使用和判废提供了技术支持。     

高超声速滑翔飞行器倾侧角影响分析

针对高超声速滑翔飞行器,利用理论推导和数值仿真的方法分析经典控制律中倾侧角对飞行速度、飞行高度、过程约束的影响。在平衡滑翔条件下,通过理论推导得出飞行速度、飞行高度、过程约束与倾侧角之间的解析式。仿真结果表明,理论推导的解析式具有较高的精度,解析解可以表征飞行速度、飞行高度和过程约束的变化规律。初始速度相同时,倾侧角越大,飞行速度、飞行高度、热流密度下降越快,动压和过载越大。在跳跃滑翔条件下,初始速度相同时,倾侧角越大,飞行速度下降越快,飞行高度和过程约束的波动变化幅度越小。