基于自适应代理模型的结构动力可靠度分析方法

结构动力可靠度分析对于衡量结构的安全状态和工作性能具有重要的指导意义。采用一种同时考虑 动态激励载荷和材料力学性能参数随机性的动力可靠度计算高效方法,通过建立不确定性材料力学性能参数 与条件动力可靠度之间的 Kriging代理模型,推导动力可靠度的解析表达式;提出一个新的学习函数来构建自 适应的 Kriging代理过程,通过复合材料飞行器蒙皮骨架结构在随机振动载荷和随机材料力学性能参数共同作 用下的动力可靠度分析对所提方法的准确性与高效性进行验证。结果表明:所提方法不仅能够避免使用代理 模型对动力可靠度求解时由于使用数值积分所引入的误差,同时能够使用尽可能少的计算成本获得准确的动 力可靠度结果。     

飞机舱门锁机构多失效模式可靠性分析方法

如何提高飞机舱门锁机构关闭系统的可靠性计算效率,减少计算时间,降低舱门故障率是亟待解决的 问题。选取某型飞机舱门锁机构为研究对象,通过 LMS建立飞机舱门锁机构仿真模型,研究锁机构关闭过程 中最大液压力失效和关锁时间失效模式的影响因素,考虑两种失效模式之间的相关性,基于重要抽样法和 B-P 神经网络方法,计算飞机舱门锁机构多失效模式下的可靠性;将这两种方法仿真计算结果与传统蒙特卡罗方法 计算结果进行对比,结果表明:以上两种计算飞机舱门锁机构可靠性的方法是合理的,其误差范围均在3%以 内,且两种方法的计算效率相较于传统方法均有所提高;其中,B-P神经网络方法比重要抽样法计算精度和效 率更高,更适用于研究飞机舱门锁机构的可靠性问题。     

基于MotoTron平台的二冲程煤油发动机控制器开发

为实现某二冲程航空煤油发动机控制器的快速开发和策略验证,结合MotoTron快速控制原型开发平台丰富的软硬件资源,依据空气辅助缸内直喷与双火花塞点火的系统设计需求,开发了一套利用8缸机程序控制4缸机的发动机控制器。分析了基于快速控制原型软件架构的控制软件设计方法,利用开发软件MotoHawk配置底层程序和搭建发动机控制系统,并结合Matlab/Simulink建立上层控制策略,实现了完整的控制系统开发。在台架上进行了冷起动测试,发动机起动后转速较平稳,点火提前角、喷油提前角和喷油脉宽的调节过程符合控制策略设计,空燃比控制稳定,空燃比误差在10%以内。发动机顺利过渡到正常工况,验证了冷起动控制策略的可行性,实现了控制器的基本功能,控制器设计满足要求。     

北斗导航接收机高增益相干积分算法

近年来,针对弱信号的高灵敏度接收机已逐渐成为国内外的研究热点。加长相干积分时间可以提高信噪比,从而跟踪到更弱的信号。但是,北斗导航接收机跟踪环路并不可以无限加长相干积分时间,相干积分时间的长短和功效还受到卫星导航电文比特跳变的限制。为了消除导航电文比特跳变对相干积分的影响,提出了一种改进的基于最大似然估计的北斗信号位同步方法,完成位同步后再利用先猜后检的方法便可以实现长相干积分。利用软件接收机进行编程设计,仿真结果表明：该长相干积分算法能够稳定可靠地实现对弱信号的跟踪,20ms相干积分环路信噪比约提升12dB,40ms相干积分环路信噪比约提升15dB,80ms相干积分环路信噪比约提升17dB,提高了北斗导航接收机的灵敏度。     

下缘板孔对涡轮叶片尾缘内冷通道流动换热影响的数值研究

涡轮叶片下缘板出气孔对内冷通道的流动和换热性能有较大影响。通过数值模拟方法研究下缘板出 气孔对尾缘和下缘板双路出气涡轮叶片尾缘内冷通道内的流动和换热特性,对比分析孔径、孔形和孔位置对尾 缘溢流孔流量系数、尾缘出流比、尾缘通道内总压系数和尾缘内冷腔壁面换热特性的影响。结果表明:下缘板 出气孔孔径对流量系数分布的影响显著,孔径增大,尾缘溢流孔流量系数下降,尾缘出流比减小,尾缘内冷通道 内压力损失降低,内冷腔平均换热系数增大;孔形对上游内冷通道内流动和换热几乎没有影响;孔位置变化对 内冷通道壁面整体的换热系数影响很小,对局部影响较大。     

C/SiC复合材料螺旋铣削与钻削制孔效果对比

采用PCD刀具对C/SiC复合材料螺旋铣削与钻削制孔的制孔效果进行了对比研究。在同等加工效率条件下测量了两种制孔方法产生的切削力及切削热,并观察制孔质量。试验结果表明:螺旋铣孔产生的轴向力小于钻孔,约为钻孔的56.9%;孔壁粗糙度及孔径差均小于钻削;钻孔产生的切削热少于螺旋铣削制孔,约占螺旋铣的58.7%,但螺旋铣产生的切削热对材料及刀具的影响小。     

超声速条件下亚毫米液滴的变形破碎模态

以超声速气流中液滴变形破碎行为为研究内容,对水平激波管中承受激波冲击的亚毫米水液滴(0.44~1.09 mm)变形破碎过程进行了观测,实验激波马赫数范围为1.07~2.11。利用纹影法,结合高分辨率高速相机对不同破碎模态下液滴的变形破碎特征进行了记录,得到了袋状、多模态、剪切和爆炸式等破碎模式下的液滴纹影图像,分析了液滴运动参数的时空关系。得出了液滴变形阶段,液滴无量纲横向变形宽度以及液滴无量纲迎风面位移随无量纲时间的变化发展规律,并且得出在液滴初始直径相同时,不同液滴破碎模式的无量纲最大横向变形宽度的变化,其中袋状、多模态、剪切破碎模式的无量纲横向最大变形宽度均在1.15~1.61范围内变化,爆炸式破碎模式的无量纲横向最大变形宽度均在0.21~0.68范围内变化。     

基于蒙特卡罗方法的冷原子干涉仪物理仿真

由于现有的噪声分析方法无法很好地评估在复杂环境下冷原子干涉仪的输出特性,本文提出了一种新的冷原子干涉仪仿真方法,可以模拟大动态条件下各项噪声及其之间的耦合对冷原子干涉仪的影响。利用单粒子波包演化的处理方式对冷原子干涉仪进行全过程物理建模,并采取蒙特卡罗方法对大量确定初态的原子进行全过程统计,最终得到冷原子干涉仪在多种噪声同时存在的情况下的响应。该方法主要优势体现在能够对噪声耦合情形进行高精度仿真,并且可以根据实际数据对干涉仪输出进行实时处理,以提升冷原子干涉仪的性能指标。     

民用飞机控制律对偏航机动载荷影响分析

飞机机动过程中方向舵快速大幅偏转会使方向舵和垂尾上产生较大气动载荷并传递到后机身,导致 驾驶员来回往复蹬舵造成安全事故。针对 CCAR-25部25.351条规定的偏航机动情况及 CS-25部25.353规定的偏航机动新条款——方向舵往复偏转,本文首先对两种偏航机动条款分别进行分析;然后考虑控制律进行 偏航机动情况机动仿真计算;最后通过比较分析飞机响应运动参数及垂尾载荷计算结果,并分析控制律对偏航 机动载荷的影响。结果表明:对于偏航机动,考虑控制律后飞机的响应幅度有所缓减,导致垂尾载荷有所降低; 对于偏航机动新条款,由于方向舵反向偏转导致侧滑角贡献和方向舵偏度贡献垂尾载荷两者叠加,从而导致垂 尾载荷大幅增加;P-Beta控制律有效降低了方向舵往复偏转的垂尾载荷。     

多飞行器再入段时间协同弹道规划方法

提出了一种多飞行器再入段时间协同弹道规划方法。首先,在纵向平面内规划满足航程与终端约束的纵向标称轨迹。随后,在采用轨迹跟踪律跟踪纵向标称轨迹的同时,运用考虑初始横侧向状态的多边界航向偏差角走廊策略控制飞行器的横侧向机动,以满足到达时间约束与终端约束,进而实现单枚飞行器到达时间约束下的轨迹规划。在此基础上,完成了飞行器的到达时间分布与飞行能力分析,给出了最小与最大到达时间的分析计算方法,并根据多飞行器协同再入的任务需求完成了协同飞行时间决策。最后,多飞行器协同再入与扰动条件下的仿真结果表明,该方法能够规划出满足到达时间与终端约束的协同再入轨迹,具备良好的计算精度与鲁棒性。