数字协同仿真试验环境的研究

本文介绍了一种数字协同仿真试验环境,阐述了仿真试验环境的功能模块和环境建设过程中涉及的工作流程管理、内容仓库技术;然后对仿真试验环境在直升机动部件仿真中的应用进行了介绍;最后简单论述仿真试验环境的实施方案。     

一种旋翼轴裂纹扩展寿命分析方法

提出了一种旋翼轴裂纹扩展寿命分析方法。以某型号传动系统旋翼轴为研究对象,通过应力分析确定了疲劳破坏危险部位,建立了旋翼轴裂纹扩展的有限元模型。计算裂纹前沿的应力强度因子,对不同疲劳破坏危险部位进行了裂纹扩展的仿真分析,预测旋翼轴裂纹扩展寿命。通过对旋翼轴故障件进行分析验证了方法的可行性,该分析方法可用于直升机旋翼轴损伤容限设计。     

混杂纤维复合材料层板的抗弹冲击性能

为了考察混杂纤维复合材料层板的抗弹冲击性能,采用碳纤维织物或玻璃纤维织物与芳纶纤维织物复合材料层共固化的方式,利用热压罐成型工艺制备了几种具有不同面密度及铺层结构的混杂纤维复合材料层板,并进行抗弹冲击性能测试、表观形貌观察和无损检测分析。结果表明:纯芳纶纤维及混杂纤维复合材料层板的钢弹冲击破坏模式相同,均为表层剪切破坏,中间层分层破坏,背层拉伸断裂破坏;层间混杂顺序对复合材料层板的分层缺陷面积有较大影响,当碳纤维层作为背层时,层板的分层缺陷面积为12 863. 6 mm2小于玻璃纤维层作为背层时(17 400. 5 mm2);当芳纶层作为背板时,混杂纤维复合材料层板冲击后分层缺陷面积与纯芳纶的相当(14 151. 0～14 927. 0 mm2)。混杂纤维复合材料对层板的抗弹冲击性能有较大影响,混杂后复合材料的弹道极限速度(v50)均有一定程度的提高,其中玻璃纤维/芳纶复合材料的v50从纯芳纶复合材料层板的193. 08提高至204. 33 m/s。将碳纤维层或玻璃纤维层作为着弹面层的混杂纤维复合材料层板具有更优异的抗弹冲击性能,其贯穿比吸能(BPI)均优于纯芳纶复合材料层板。     

DP590高强钢双脉冲胶焊连接工艺研究及数值模拟

针对DP590高强钢,设计了一种双脉冲直流点焊波形,开展胶焊工艺试验研究,对比分析单脉冲胶焊与双脉冲胶焊接头的力学性能;建立胶焊仿真模型,分析双脉冲胶焊温度场的演变规律。结果表明:双脉冲电流的引入能有效降低飞溅的产生,提高接头质量的稳定性,其接头的力学性能优于单脉冲胶焊;其次,双脉冲胶焊工艺熔核区存在两次焊核增长过程,热循环曲线呈现"双峰"特征,且热输入量高于单脉冲胶焊;双脉冲胶焊接头焊核直径的模拟值和实际值均大于单脉冲胶焊接头,仿真的焊核直径分别为6.42、5.97 mm,对应的实际焊核直径分别为6.61、5.77 mm。     

密林环境空地协同GNSS/UWB快速高精度定位技术

针对密林中卫星信号遮挡难以实现快速高精度定位的问题,提出了一种密林环境空地协同全球卫星导航系统/超宽带(GNSS/UWB)高精度定位方法。该方法综合考虑无人机平台在空旷环境快速运动与超宽带的强穿透性测量等特征,通过无人机携带GNSS/UWB集成化载荷,以移动单基站模拟多基站,配合密林中UWB标签组网测距,完成密林中UWB标签定位。对基站布设方案展开研究,为密林环境下空地协同GNSS/UWB快速高精度定位技术应用提供基站布设指导和依据,并且利用密林环境下实测测距实验+仿真定位实验对提出的方法进行验证。结果表明,所述方法可有效实现密林环境下的快速高精度定位,精度达到分米级,并且通过优选基站布设网型、范围及高度可有效提高定位精度,为密林环境下快速高精度定位方法提供了理论支撑。     

多重网格法求解离心压气机内部流场

本文提出了一种新的多重网格法,并将之与显式时间推进法、有限体积差分格式、粘性体积力法配合使用求解离心压气机内部流场。数值计算表明,作者多重网格法的计算结果与试验结果吻合比较好,同时该多重网格法的收敛速度比不用多重网格法加快了将近两倍。     

水悬浮法制备GF／PVC复合材料的界面形态和形成机理

应用扫描电镜、红外光谱、电子探针等方法研究了水悬浮法制备GF/PVC复合材料的界面形态和形成机理 ,研究结果表明 :由含有I,II,III ,V号悬浮液制备的复合材料 ,其纤维与机体的界面粘结和界面相互作用主要是纤维表面与这些高分子添加剂之间的物理作用 ,由Ⅳ号悬浮液制备的复合材料 ,其两相间的界面粘接很好 ,界面相互作用以化学相互作用为主。纤维经KH5 5 0或KH5 6 0及LCB或LCM复合涂层处理 ,材料纤维与基体间的界面相互作用主要归结为偶联剂的活性基团与聚合物涂层及PVC的化学作用     

基于联邦滤波的惯导/北斗/里程计紧 组合导航算法研究

针对地面载体长时间复杂应用环境对导航系统精确性和可靠性的要求,提 出一种基于联邦滤波器的惯导/北斗/里程计紧组合导航算法。在分析惯导、北斗、里程 计导航系统特点的基础上,建立了组合导航系统的误差状态模型和量测模型,采用联邦 滤波器实现了三者的紧组合容错系统设计,分别对子系统无故障、北斗及里程计出现故 障情况下进行仿真验证。结果表明,将联邦滤波理论应用于惯导/北斗/里程计紧组合导 航系统可以提高导航性能和系统的容错能力。     

鸟撞击风扇转子叶片损伤模拟与试验研究

为了研究航空发动机吞鸟时风扇叶片受到的损伤,开展鸟撞击旋转状态下发动机风扇叶片损伤数值模拟和试验研究。采用SPH方法,使用PAM-CRASH软件对鸟撞击旋转状态下风扇叶片进行了数值模拟,得到了鸟撞击风扇叶片过程:风扇叶片前缘撞击并切割鸟体、叶片盆侧撞击鸟体切片和叶片恢复变形,详细分析了鸟撞击对风扇叶片前缘、叶身、尾缘、凸肩造成的损伤,以及损伤对发动机的影响。设计并开展了旋转状态下鸟撞击风扇转子试验,得到了旋转状态模拟鸟撞击风扇过程,以及旋转状态下鸟撞击风扇实际的损伤类型,撞击过程和损伤类型与数值模拟结果一致。数值模拟和试验结果表明,鸟撞击风扇主要过程为叶片前缘撞击切割鸟体,主要损伤为风扇叶片前缘变形、撕裂、掉块和凸肩工作面错位、掉块,风扇叶片抗鸟撞击的薄弱部位为风扇叶片前缘和凸肩工作面。     

基于有向图的航天器编队飞行自适应姿态协同控制

在有向通信拓扑下研究了编队航天器自适应姿态协同控制问题。针对航天器编队飞行系统中存在外部扰动和模型不确定性的情况,通过选取包含相对姿态误差和绝对姿态误差的辅助变量,提出了一种鲁棒自适应控制策略。提出了自适应律估计转动惯量矩阵和扰动上界等未知参数,并且利用Lyapunov稳定性理论分析了闭环系统的渐近稳定性。与滑模控制等传统鲁棒控制不同,所设计的鲁棒自适应控制器是连续的,更便于航天器编队飞行系统的实现。最后通过仿真验证了该控制策略能够实现高精度的编队飞行跟踪控制。