形状记忆合金变刚度结构振动控制仿真研究

为了实现Ti50Ni41Cu9形状记忆合金(SMA)用于复杂结构振动控制的动力学分析,掌握变刚度振动控制的机理和控制规律,基于Kelvin-Voigt粘弹性本构关系,建立了适用于动力学分析的SMA本构模型,并通过ABAQUS编写材料本构程序,形成有效的SMA结构动力学有限元仿真方法,实现了多参数影响下SMA结构的非线性稳态和瞬态动力学仿真计算。计算结果表明:SMA的宏观本构模型能够较好地反映材料动力学性能的变化特征,编制的UMAT子程序与试验数据吻合较好;变刚度控制可以有效降低定频激励引起的稳态响应,对于悬臂板结构响应降幅在40%以上;控制速率与响应的最终变化程度无关,但会引起系统非线性特征,从而影响控制过程需要的时间;采用对向变刚度控制可以降低跨越主频的瞬态振动响应,变温速率越快,系统的峰值响应越小,快速变温时会产生自发频带现象,其对主频能量有显著分散作用,可以一定程度上抑制最大响应峰值。     

考虑执行机构饱和的结冰飞机非线性稳定域研究

为求取结冰后考虑执行机构饱和的飞机非线性稳定域,在参考结冰气动力变化模型基础上,建立了考虑执行机构饱和的结冰飞机闭环系统非线性模型。首先求取系统的平衡点;其次应用流形法刻画系统的非线性稳定域;最后对飞机结冰前后与饱和值变化前后等情况下的稳定域进行了对比分析。结果表明,使用流形法得到的稳定域能够较准确地反映飞机不同条件下的稳定性。     

液体推进剂在轨剩余量测量方法研究进展

介绍了在轨航天器液体推进剂剩余量测量技术国内外研究进展,并展望了未来的研究方向。首先简要介绍了造成微重力条件下液体推进剂剩余量测量困难的原因;接着回顾了液体推进剂剩余量测量技术的发展脉络,将其技术发展分为技术萌芽、技术成熟和新技术探索三个阶段;然后从基本原理、误差分析、研究进展等方面综述了常用的簿记法(Book-Keeping,BK)、压力体积温度法(Pressure-Volume-Temperature,PVT)和热量激励法(Thermal Gauging Method,TGM)等液体推进剂在轨剩余量测量技术,对比分析了各种方法的优缺点;最后,展望了液体推进剂在轨剩余量测量技术的发展方向:一是利用不同测量技术在不同卫星寿命期间具有不同测量精度的特点,将多种测量技术进行结合,以提高整体测量精度;二是开发适用于卫星全寿命周期高精度测量的新方法。     

一种新型铝基合金的制备及其与水反应性能研究

为了降低铝水反应的启动温度,提高铝基燃料的反应速率,通过熔炼法制得一种新型铝基合金.采用原子发射光谱(AES)、差热分析(DTA)和水解性能测试考察了制备方法、合金表面形态、反应温度和两种不同添加剂对合金性能的影响,并且考察了合金作为阳极材料的性能.结果表明:合金常温与水反应速率为35.53mL/ (g-min),反应率为82.1％.球磨改变合金表面形态之后,不但反应速率提高10倍,反应率也得提高到90.52％.对体系预热能有效的降低反应启动时间,同时提高反应率也提高到92.69％.自行设计的熔炼装置能使金属镁的烧损率降低到3％.添加剂b的综合性能优于a,能使合金的熔化温度大幅降低为855 K.作为电池阳极时,由于自腐蚀析氢比较严重,放电性能不稳定,需进一步优化降低自腐蚀.     

基于PSO-SVM的民航发动机送修等级决策研究

为降低航空公司维修成本,增强送修等级决策科学性,保障飞行安全,提出基于PSO-SVM的民航发动机送修等级决策算法.首先利用改进的粒子群优化(Particle Swarm Optimization,PSO)算法对支持向量机(Support Vector Machine,SVM)参数进行寻优,并提出将交叉验证(Cross Validation,CV)的平均分类精度作为PSO的适应度值.对某型发动机送修等级的真实数据进行了决策对比研究,研究数据表明:与传统的Grid和GA算法相比,PSO的参数寻优效果要更优;在小样本分类时,PSO-SVM的分类精度要远高于常用的神经网络分类模型径向基函数(Radial Basis Function,RBF)模型和学习向量量化(Learning Vector Quantization)模型.     

航空发动机结构参数化设计

介绍了航空发动机结构参数化设计方法,为发动机总体结构方案设计提供了简便、快捷、多方案选择的途径。参数化设计技术的运用将大大提高航空发动机结构设计的速度和质量。     

一类非线性边值问题的激波解

研究了一类非线性奇摄动方程。首先得到了外层解,利用特异极限阶定了激波层的几种可能位置,对激波层的几种不同位置利用伸长变量构造出内层解。最后利用匹配原则求出了原方程在整个区间上的渐进解。     

微带电路和天线的时域仿真

介绍了运用FDTD设计和分析微带电路和天线的基础理论,分析了误差产生的原因。利用FDTD法分别对微带传输线、矩形微带贴片天线和微带分支耦合器进行了仿真和特性分析。     

应用于飞行器风洞试验的绳牵引并联机构技术综述

首先概述了法国航空局SACSO项目关于绳牵引并联机构应用于飞行器风洞试验的研究工作,然后从六自由度绳牵引并联机构的结构设计、运动学及性能分析、工作空间的分析与综合、静刚度分析、运动控制和力控制等六方面,详细分析了六自由度绳牵引并联机构应用于飞行器风洞试验中的关键技术。分析结果表明:六自由度绳牵引并联机构必须根据飞行器的类型,以工作空间大小为依据进行构型设计;其运动控制方案可借用PID控制或自适应控制,其优点是便于动力学模型的线性化和解耦;其力控制方案可借用经典的阻抗控制和力/位置混合控制,但适用于飞行器风洞试验的六自由度绳牵引并联机构的更完善的力控制策略还有待进一步的研究。     

大气数据-惯性组合导航系统

大气数据-惯性组合导航系统的原理框图如图1所示。该系统包含低精度惯导系统、大气数据计算机、磁感应式航向传感器、卡尔曼滤波器及控制器等部分。系统有两种工作方式。第一种工作方式中,开关S_1和S_2均闭合。第二种工作方式中,仅S_1闭合,磁航向只用于惯导系统的方位粗对准,惯性平台航向用于分解真空速向量。本文研究系统在第二种工作方式中的性能。