几种航空铝材动态力学性能实验

利用分离式Hopkinson压杆实验设备测定了4种航空铝合金材料的动态力学性能,根据材料的应力应变曲线特性,选择Cowper-Symonds模型来拟合4种材料的动态本构.在此基础上从实验结果中分析和比较了这4种铝合金在动态冲击下的破坏形式和动态力学特性.实验结果表明LF6R和LF21M具有良好的塑性,而LY12CZ和LC4CS具有一定的脆性;随着4种材料屈服应力的提高,材料切线模量也增加,二者呈线性关系;实验的4种航空铝材中LC4CS应变率敏感程度最小,LF6R敏感程度最大,LF21M,LY12CZ和LC4CS的应变率因子曲线形状相同.      

基于有限元仿真的航空整体结构件变形校正

针对航空整体结构件变形复杂、校正效果难以定量预测的工程问题,基于有限元仿真技术,综合研究加工变形—校正过程,对航空整体结构件的变形校正有限元建模、校正过程数值模拟、校正参数确定、校正载荷施加形式及校正残余应力等关键技术进行了研究,并运用上述技术对某航空铝合金材料整体结构件进行了变形校正有限元数值模拟.结果表明,综合研究加工变形—校正过程,提取变形有限元模型作为初始校正模型,进行有限元加载—卸载分析,可很好地模拟校正过程,并获得实际需要的校正参数.      

一种基于遗传算法的环境因子确定方法

提出了一种利用同类或相似产品研制试验故障数据并依据AMSAA模型的时间环境因子最优化确定方法,将遗传算法用于时间环境因子的寻优过程,给出了确定最佳时间环境因子的方法、步骤,最后给出了一个工程应用实例.研究结果表明,依此得到的可靠性评估结果与实际使用水平更为接近.为利用产品研制期间故障数据进行可靠性综合评估提供了一条合理的解决途径.      

飞机环境控制系统的模糊控制研究

地面实验表明,采用传统PID(Proportional-Integral-Differential)控制方法的飞机环境控制系统不能很好的解决电子设备和座舱的温度控制问题.采用了基于遗传算法优化的模糊控制方法,根据系统不同的工作任务,分别采用了2种模糊控制规则.通过优化输入输出变量的隶属度函数参数,使得新的模糊控制系统具有响应快、超调小、稳态精度高的特点.仿真表明,该模糊控制系统优于原系统并且能够满足飞机环境控制系统的设计要求.      

航天器对接六维试验台内装式重力平衡技术

为试验台主动对接环的重力平衡,研究了一种响应速度快、平衡力精度高,装在对接机构内部,适应高、低温环境的内装式重力平衡装置.介绍了有关技术:主动环实现三轴转动的球铰吊装机构;能够高速度、高精度地提供重力平衡力,并能实现自动随主动环上、下运动的智能型重力平衡技术;保证平衡器随主动环随动的轮轨式二维平动技术,经轻量化设计,其摩擦阻力和惯性阻力很小,并对轮/轨式方案进行了试验,当量摩擦系数仅为0.004 17.预计所研究装置的响应时间小于10 ms,各向失重模拟误差一般为1%~2%.      

涡轮叶片尾缘复合通道的换热

采用热色液晶测温法,测量了涡轮叶片尾缘带隔板的复合通道的温度场,分析了射流冲击强化扰流柱通道内换热的机理,讨论了两通道间隔板的不同开孔结构对换热的影响.从工程应用的角度出发提出了几个换热评价指标,对不同开孔结构的隔板进行了换热评价.结果表明:冷气由第1通道进入,通过隔板上的孔不断由径向流动变为弦向流动后,对第2通道的扰流柱区形成冲击,最后由劈缝排出,提高了尾缘的换热;开孔均匀的隔板换热效果相对较好.     

航天器动力学特性参数在轨辨识技术

从结构模态参数的可识别性出发,结合结构自由响应识别技术和数字处理技术,开发出大型航天器动力学特征参数在轨辨识系统,包括硬件系统和软件系统,其中软件系统由C+ +和汇编语言组合编写,系统各部分均模块化,可适用于较复杂的工程任务.在此基础上设计了模拟在轨航天器的试验验证系统,检验辨识算法和设计软件的可靠性以及航天器在轨辨识的实时性.该试验系统包括一个对称的双梁结构,利用对称结构的弱耦合可得到多个密集模态,该结构可模拟大型航天器在太空失重条件下所特有的动力学特征.试验表明系统辨识算法可靠,精度达到设计要求.     

基于随机网络编码的无线报文重传最优策略

网络编码技术为无线报文重传问题研究提供了新思路.分析并证明了完全无线报文重传问题最优策略所需重传报文数量等于节点请求报文数量的最大值;基于随机网络编码技术提出了最优重传策略RNCOPT(Random Network Coding based OPTimal Scheme),其编码系数从某选定有限域中随机选取(0除外);利用网络编码矩阵重新生成机制以保证100%解码成功率;描述了RNCOPT组合报文结构及发送节点操作过程.仿真表明:当接收节点数量为30而报文总数为30时,RNCOPT相对于传统非网络编码方案节省重传报文数量可达32%,而此时现有某典型策略CliqueNC却无明显效果.     

航天器数据管理系统通用测试平台的设计

为加快航天器数据管理系统测试进度,设计和构建了航天器数据管理通用测试平台.该平台通过对被测对象的研究,实现测试方法、系统构架的标准化.在实际开发过程中充分考虑了系统软硬件的通用性,并引入了可移植性良好、基于LUA测试脚本的程序开发环境.经过简单补充与修改,该通用测试平台成为能快速构建满足多型号航天器数据管理系统测试需要的可重构测试平台.通过多个型号任务的检验表明:航天器数据管理通用测试平台可大大缩短测试周期,降低开发成本,运行稳定可靠,达到预期目的.     

基于决策级数据融合的可靠性综合验证方法

可靠性验证试验是检验产品的可靠性水平是否达到要求而进行的试验,是一项重要的可靠性活动.价格昂贵或者可靠性水平较高的设备,按照经典的抽样方案进行试验,时间和费用几乎是不能承受的.为了解决上述实际问题,针对成功率的抽样检验方案,利用证据理论方法,研究了基于研制试验数据、可靠性评估结果和专家信息的基本可信度分配函数的构建方法,并给出了基于决策级数据融合的可靠性综合验证试验模型.同时,对可靠性综合验证模型的性质进行了讨论,确定了可靠性综合验证试验方案的存在性,并提出了方案的选取原则.模型可以广泛地利用研制信息,并可以统一给出基于不同分布类型和不同信息的可靠性综合验证试验方案.通过示例表明该方法可以利用各种研制信息,达到减少可靠性验证试验样本的目的.