数据驱动的飞机结构件加工特征识别方法

加工特征识别技术是实现CAD/CAM一体化的重要途经,对提升飞机结构件数控加工质量和效率具有重要意义.飞机结构件结构复杂,包含大量复杂相交特征,现有加工特征识别方法识别相交特征时需要预先定义特征相交模式,难以满足飞机结构件复杂相交特征识别需求.因此,提出了数据驱动的飞机结构件加工特征识别方法,将加工特征识别问题转化为图...     

基于蒙特卡洛法的卫星天线板展开精度分析

卫星天线板的展开精度对卫星在轨工作精度有影响显著,展开精度受多种因素影响,其中加工装配误差难以避免且具有不确定性,需利用统计和概率方法进行研究。文章分析了卫星天线板支撑机构锁定铰链锁定位置偏差对天线板展开精度的影响;建立了卫星天线板动力学模型,提取动力学分析结果作用于展开状态的天线板有限元模型进行静力分析,得到结构节点变形;定义了衡量天线板变形程度的精度指标,包括平面度偏差和指向角度偏差;基于给定的铰链锁定误差分布,采用蒙特卡洛法得到了天线板展开状态下精度指标的概率分布,拟合并验证了其满足正态分布,为天线板的可靠性设计和展开精度改进提供了依据。     

宽频段单脉冲跟踪网络设计研究

简要概述了利用耦合波理论和小孔耦合理论的TE21模耦合器设计原理,并将几种不同形式的跟踪网络的设计进行了总结。最后仿真设计了Ku波段TE21模耦合器。     

轨道点的上同调环

研究了整数分次等变上同调和RO(G)分次等变上同调,结合同伦理论的等变奇异上同调,进一步得到在Gal(C/R)作用下轨道点的上同调环,轨道点是群作用等变空间一个基本模型,通过研究轨道点的等变上同调环,可推广到一般群作用空间的等变上同调理论.     

永磁同步电机转速滑模和电流预测组合式控制器运行性能分析

针对永磁同步电机(PMSM)矢量控制系统的速度环采用PI调节器不能很好地适应电机参数变化而导致控制效果不理想的问题,在电流预测控制(CPC)增强抗干扰能力、提高鲁棒性的基础上,提出了一种滑模控制方法.该滑模与电流预测相结合的控制方法改善了永磁同步电机矢量控制系统的动态性能,实现了负载扰动时调速响应快且无超调控制,提高了...     

基于平方变换原理的伪码引信抗BPSK干扰方法

分析了BPSK干扰对伪码引信相关输出的影响,分析发现当干扰强度超过引信抗干扰容限时,其相关输出严重恶化,因此必须采取相应措施对其进行抑制。考虑到BPSK干扰和有用信号之间存在着强的时频耦合,提出采用两次平方变换方法以实现干扰和有用信号的频谱分离,然后再通过传统滤波方法将有用信号提取出来。仿真结果表明该方法可以有效地消除干扰,使相关输出得到显著改善,尤其是对强干扰效果更佳。     

基于RBCC的天地往返运载器动力方案研究

基于火箭基组合循环发动机(RBCC)的结构组成、工作过程和特点,结合某吸气式重复使用天地往返运载器所提出的动力需求,分析了采用RBCC组合循环发动机作为该运载器动力方案的可行性和动力系统指标,设计并计算了RBCC组合循环发动机在各个工作模态下的性能参数.针对相同的运载器使用要求,采用相同的总体和气动力参数,通过飞行弹道仿真,计算和比较了采用RBCC发动机和纯火箭发动机两种动力方案的天地往返运载器方案.研究结果表明,相对于纯火箭动力,采用RBCC动力能明显减小运载器的燃料消耗,并增大其航程.     

椭圆翼型低速气动特性研究

为对椭圆翼型的低速气动特性进行研究,通过不同相对厚度椭圆翼型气动特性的数值计算和分析比较,选取16%相对厚度椭圆翼型作为试验翼型,在西北工业大学NF-3风洞二元试验段内对此翼型的低速气动特性进行了试验研究,试验采用表面测压和尾排型阻测量技术.试验结果与数值计算结果的对比表明,在较高速度和雷诺数下试验值与计算值吻合得较好,但在小速度和低雷诺数下试验值与计算值则相差较大,在升阻和力矩特性方面,椭圆翼型呈现出不同于传统翼型的气动特性.     

C/C喉衬近净尺寸制备及性能

采用径向针刺工艺制备了近净尺寸针刺C/C喉衬预制体,通过热梯度CVI和树脂浸渍碳化复合工艺对预制体进行了致密,利用μ-CT、光学显微仪表征了C/C喉衬材料微观孔隙和热解碳织构,分析了喉衬材料的弯曲性能。结果表明,径向针刺过程形成的损伤型孔隙通道与碳源气体传输方向一致,提高了碳源气体传输效率,使径向针刺喉衬CVI增密效率比传统轴向针刺喉衬提高10.9%。预制体近净尺寸成型缩短了烧蚀区域碳源气体的渗透距离,喉衬材料烧蚀区域形成了高织构热解碳,有利于喉衬烧蚀性能的提高。径向针刺喉衬的轴向弯曲强度比轴向针刺喉衬提高150%。     

无控火箭箭架系统扰动分析

无控火箭发射时,箭架系统耦合振动使得半约束期发射扰动引起的火箭偏转角速度变化和下沉量加剧,成为影响火箭落点散布的关键因素。以某型火箭发射系统为基础,采用物理模型和软件分析方法研究发射装置液压缸振动、发射仰角和箭架配合间隙等因素对出轨扰动的影响。根据液压缸压力变化结果,计算出燃气流作用下箭架系统的扰动频率,进而计算出燃气流扰动下火箭在半约束状态下受牵连运动影响的初始扰动值。理论计算结果显示,箭架振动幅值约占整个扰动角速度的1/5。计算和试验测量结果吻合较好,分析结果对火箭精度、箭架结构匹配性分析和发射装置设计具有指导意义。