月面飞行器动力下降段多目标轨迹规划

针对未来月面着陆动力下降段轨迹规划需综合考虑多性能指标的问题,提出一种对飞行轨迹先优化后决策的多目标轨迹规划方法.在多目标进化算法MOEA/D-AWA(multi-objective evolutionary algorithm based on decomposition with adaptive weight adjustment)的框架下对轨迹规划的多个指标进行分解,得到若干个单指标的子问题.将凸优化算法作为求解单目标轨迹优化子问题的底层算法,嵌套在MOEA/D-AWA的框架中,经过迭代优化获得一组动力下降段飞行轨迹,其构成多目标轨迹规划问题的帕累托最优解集.根据模糊决策理论对各个帕累托最优解对应的多个轨迹指标逐步降阶并进行综合评估,经过决策得到多指标约束下的飞行轨迹.仿真实验表明,该轨迹规划方法能够在综合多目标的情况下,优化获得一组动力下降轨迹集合,且能够根据不同任务要求从中决策出最优的动力下降段轨迹,可有效解决月面飞行器的多目标轨迹规划问题.     

成分数据的变系数地理加权空间滞后模型

针对已有模型无法刻画面类型空间依赖下成分数据的空间异质性,提出模型参数可变的成分数据空间自回归模型。通过假定空间滞后参数、成分型系数、数值型系数为位置坐标的函数,允许空间效应和变量关系在全局空间上非均匀分布。基于等距对数比(ilr)变换、工具变量法和局部线性地理加权法,对模型参数进行估计。数值模拟实验表明：所提出模型的表现优于已有的成分数据空间自回归模型,并且参数估计量是有效的。基于一组实际数据,说明所提模型的实用性。     

构架式可展开抛物柱面网状天线结构设计

针对具有大尺度抛物柱状反射面需求的空间可展开天线,提出一种基于四棱柱折展模块的构架式可展开抛物柱面网状天线,依靠模块驱动组件实现天线联动展开。把抛物面天线工作表面的拟合方法拓展到抛物柱面天线,采用工作面拟合圆均等网格划分径向投影获取天线支撑桁架设计的关键节点。柔性网状反射面采用双层索网结构形式,提出与前索具有较好对称性的背索网悬链线设计,前、后索网节点由支撑立柱间拟合圆弧均等分径向分别投影到抛物线段和悬链线圆弧上获取,根据前后索网节点建立索网拓扑构型,基于非线性有限元法对索网预张力进行设计迭代,获得抛物线维索网预张力与其均值的最大误差率为12.3%及柱面维索网预张力与其均值的最大误差率为7.6%的优化结果。研制了机械口径12 m×12 m样机,多次展开获得2 mm RMS以内的形面精度,验证了构架式可展开抛物柱面网状天线较优的展开性能和形面精度保持性能。     

航空双系统直驱伺服阀阀芯振荡机理及抑制方法

作为飞控系统的关键部件之一,电液伺服阀的特性与可靠性直接关乎飞行性能与安全。直驱阀因构造简单、抗污染能力强、输出功率大等突出优势成为近年来的研究热点。针对一种新型双系统直驱伺服阀的阀芯振荡问题,认为阀口空化引起阀腔凸肩面压力脉动是阀芯振荡的主导因素。基于气液两相数值模拟研究了近阀口空化与压力分布特征,揭示了空化与阀芯振荡的机理;建立了双阀芯的动力学模型,典型工况下阀芯所受流体力和位移振荡仿真结果与实验数据基本吻合,验证了所提方法的可靠性。结果表明,阀杆长径比与阀口节流级数对阀芯振荡有较大影响。回油腔阀杆长径比减小18%,可使振荡幅值削减约67%,为抑制双系统直驱伺服阀振荡提供了理论参考。     

DSI两级斜切后掠唇口对飞机外流的影响

为研究无隔道超声速进气道（DSI）唇口对飞机整体气动性能的影响,采用数值仿真方法对全机进行了三维内外流场的数值模拟。以进气道性能最优的单级后掠唇口为基准模型,在此基础上设计了两级斜切后掠唇口模型。研究发现与基准唇口相比,两级斜切后掠唇口模型不仅能够提高进气道的总压恢复系数,改善进气道的出口流场畸变;而且能够通过改变机翼表面的压力分布来改变机翼的升力,进而影响飞机整体的气动力特性。结果表明:在本文所研究的两级斜切后掠唇口不同的二级后掠角变化范围内,存在最佳后掠角度35°可以进一步提高全机气动布局升阻比,升阻比提高了0.034,其增益可达2.1%。      

航天飞行器折叠翼锁紧机构力学模型

针对折叠翼插-拔式锁紧机构建模问题,采用平面应变假设和叠加原理对模型简化降维,构建了考虑间隙效应的连接刚度解析模型。首先,采用能量法求解接触摩擦引起的非静定问题,获得法向和切向接触力;其次,基于Hertz基本解计算出等效接触刚度,并采用梁模型计算弹性销的弯曲变形;通过将解析解与文献试验值进行对比,对方法的适用性进行验证,并进一步针对不同接触模式开展参数影响分析,最终给出了载荷和间隙对连接刚度的影响规律。结果表明:当载荷由20 N·m变为50 N·m时,锁紧机构的连接刚度增大约3%～5%,存在刚度渐硬非线性效应;而随间隙增大,连接刚度呈现下降趋势,其原因为配合尺寸影响弹性销与孔壁的相对姿态。      

可渗透面对流FW-H方程伪声产生机制和抑制方法

可渗透面对流FW-H方程及其积分解在远场气动噪声预测中广泛应用,但当涡波通过可渗透面时会产生伪声传播。本文旨在清晰阐明这种伪声的产生机制,并提出有效抑制方法。耦合分析可渗透面对流FW-H方程的右端厚度源和载荷源,发现厚度源的物质导数和载荷源的散度操作可使积分面源自动过滤伪声源。伪声的产生源于对流FWH方程的求解采用了Farassat提出的分部积分公式,因部分积分项被忽略,导致伪声源自动过滤功能失效。从厚度源和载荷源中抽取含有涡波扰动的项,在对流波动方程求解过程中保留相应的物质导数和散度操作,以抑制涡波伪声传播。数值测试算例验证了伪声产生机制和抑制方法的正确性。     

用于微低重力模拟装置的主动补偿控制方法

针对一类微低重力模拟装置因惯性力和弹簧重力导致模拟精度受限的问题,研究采用主动补偿装置改善模拟精度的控制方法。基于势能守恒原理和第二类Lagrange方程建立了考虑弹簧重力的动力学模型,采用三阶观测器对模拟装置内的关节速度、加速度进行观测,两者结合给出了弹簧重力及系统惯性力补偿模型。以某微低重力模拟装置为应用对象,在模拟月球重力环境下的跳跃试验中验证补偿策略的有效性。试验结果表明：该补偿方法能够有效提高微低重力模拟装置运动过程中的失重模拟精度。     

GH4169合金激光选区熔化成形工艺与缺陷特征的相关性

通过改变激光选区熔化成形工艺,即激光功率和扫描速度,制备多个GH4169试样。采用金相法观察显微组织及其内部缺陷的形貌与分布,采用X射线断层成像获得试样孔隙率,并统计分析缺陷三维特征,研究成形工艺与缺陷特征的相关性。结果表明：当能量输入密度为59.1 J/mm³的优化工艺时成形试样中互相搭接的熔道形貌齐整、随机分布的规则气孔尺寸小于30μm、致密度高达99.9998%。在较窄的工艺窗口下(220～300 W、700～1300 mm/s),试样致密度对扫描速度更为敏感,高扫描速度易形成分布在熔道搭接区内极不规则的未熔合。偏离优化工艺时,缺陷数量增多,部分缺陷尺寸大于30μm,其中高激光功率形成的气孔形状或高扫描速度形成的未熔合形状都与各自的尺寸密切相关,即尺寸越大,形状越不规则,产生的不利影响要远大于规则气孔。     

含冗余控制面飞行器配平优化设计与性能分析

含冗余控制面的飞行器配平问题是一个超静定问题,从性能需求角度构建 3 个单目标配平构型优化问题,在高度为 5 km、马赫数为 0.85 的定直平飞状态下,采用遗传算法求解.结果表明:若以最大升阻比为目标,采用内升降副翼配平,其余舵面中立;若要使配平所需控制面偏角绝对值和最小、达到降低控制能量的目的,则采用中升降副翼配平,其余舵面中立;若要实现控制面间偏角相差最小、达到减小雷达反射的目的,那么 3 组升降副翼需同时上偏 3.7882°.结合气动数据,分析了上述结果的合理性.将 3 个目标两两组合,采用非支配排序遗传算法求解得到Pareto非劣解,发现 3 个配平目标两两互相冲突,一个目标性能的提高会降低其他目标性能,但降低性能的比例不同.最后综合考虑3 个优化目标,采用理想点最小距离法从Pareto非劣解中选择最优构型,最终得到配平构型迎角 1.7908°、内升降副翼-0.0009588°、中升降副翼-4.1908°、外升降副翼-4.9232°.本文的工作对合理确定含冗余控制面飞行器配平构型与性能综合分析有一定的参考意义.