考虑面元转弯纤维横向约束效应的编织复合材料修正模型

针对编织复合材料计算模型横向力学性能误差大和强度试验数据缺乏的研究现状,补充了纵横方向的刚度和强度试验数据,基于简单的刚度体积加权模型,考虑面元转弯交叉纤维的横向刚度约束效应,本文引入刚度调整因子——编织致密度,提出了面元刚度横向约束修正模型,纵横刚度和泊松比的计算误差在10％以内;结合层合板Tsai-Hill强度准则...     

小型油气支承油气弹簧单元控制策略设计

油气弹簧单元为油气支承系统内一核心子单元,本文在梳理利用油气支承进行全箭模态试验自由边界模拟基本流程的基础上,设计系统控制流程,实现压力控制到位移控制的自动切换,针对油气弹簧单元的小阻尼大时滞特点,从积分和微分的角度改良PID算法,从机理上分析油气弹簧单元与常规液压缸的差异,设计修正算法.实测表明,控制流程设计合理,控...     

全模颤振风洞试验三索悬挂系统多体动力学分析

全模颤振风洞试验需要通过软支撑系统模拟飞行器的自由飞行状态并调整模型姿态达到配平状态。参考NASA双索悬挂方案,提出了一种两电机驱动的三索悬挂系统,利用后方两索的同向/反向联动实现模型俯仰和滚转姿态的调整,利用弹簧刚度以及钢绳张力设计实现支撑频率要求。基于柔性多体动力学方法,建立了包括飞行器刚体模型、柔性索、滑轮、弹簧、气动力模型、伺服电机控制在内的复杂系统动力学模型,其中,利用任意拉格朗日-欧拉（ALE）变长度索单元描述钢绳,利用不约束物质坐标的索结点约束描述钢绳与滑轮相互作用,利用索结点物质输运速度约束描述伺服电机绞盘,利用飞行力学的气动力模型描述吹风下的气动力。基于该模型,通过小扰动响应辨识研究了弹簧刚度、钢绳张力、连接点位置等因素对支撑频率的影响规律,并分析了系统姿态调整能力,俯仰调整范围达到-12.5°~12.5°,滚转调整范围达到-45°~45°。采用滑轮处电位计测量的钢绳相对位移作为反馈信号,基于设计的控制律利用多体动力学求解器与Simulink对风洞吹风下的姿态调整过程进行仿真,模型达到配平状态,获得了吹风下的索拉力和伺服电机功率,为系统设计提供基础。     

一种针对局部结构的有限元模型修正方法

针对实际结构有限元模型（FEM）的建模误差通常仅存在于局部区域,提出了一种对局部结构单独进行模型修正的方法。首先,根据频响函数（FRF）解耦理论得到由残余结构频响函数与包含待修正参数的局部结构动刚度所重构的整体结构频响函数的拟合值,然后通过迭代优化使其与测量值的残差最小化,从而得到参数的极大似然估计。在此基础上,将残差关于参数的灵敏度以局部结构动力学矩阵表示,建立了模型修正的基本方程,利用整体结构的测试数据即可直接对分离出来的局部结构进行模型修正。最后,对喷气式飞机和三角机翼飞机分别进行了数值模拟和实验研究,验证了所提方法的可行性和有效性。结果表明,所提方法可以成功地用于仅局部区域含有建模误差的实际结构有限元模型的修正,修正后的有限元模型的动态特性与实际结构有较好的一致性。     

基于隐式温度修正的二维热线风速仪校准方法

热线风速仪主要用于湍流流场测量。热线测量的主要误差来源是由环境温度变化导致的热线校准参数的变化。Brunn提出的传统温度效应修正方法在环境温度变化较大的情况下会带来明显的误差。本文经过理论推导,提出了一种新的基于隐式温度修正的二维热线风速仪校准方法,并开展了热线校准实验研究。结果表明:当环境温度变化在4℃范围内时,本文提出的方法与Brunn方法的测量精度相当;当环境温度变化超过4℃时,本文提出的方法的测量精度远高于Brunn方法。     

基于改进FCM的北斗三频组合观测值选取

以北斗卫星导航系统三频双差为基础探讨了组合观测值及误差,针对以往采用聚类方法在研究GPS三频组合数据过程中的不足,提出了基于距离修正的增量模糊C均值算法.通过调节因子有效地修正了样本中心与聚类中心的距离,获得合理的隶属度,从而得到正确的分类;构造了基于距离修正的聚类有效性指标,自动获取最佳聚类数,避免了人为确定聚类数的不合理性;在此基础上引入增量的思想,数据增加时以原有的数据集为基础,根据阈值进行归类,不需要重新进行初始计算.通过矩阵变换法及实例验证了该方法的可行性和可靠性.     

长征运载火箭发射地火直接转移轨道研究

针对发射场射向范围和低温入轨级在停泊轨道上最长允许滑行时间严格受限下,工程设计火星探测任务发射轨道时,优化保障2~3周发射日期窗口的困难,以及精确设计拼接探测器分离点时刻轨道6根数耗时周期长等问题,提出了加入滑行时间限制再精确双向微分修正的设计算法（有别于传统B平面矢量法）。由地球影响球边界速度直接解出长征运载火箭入轨点轨道根数,将火箭飞行星下点弧段表示成滑行时间的分析式,快速找到满足诸多设计约束的初始发射轨道;并解决了考虑探测器小幅深空机动后火箭发射轨道的深入优化问题。精确力学模型下数值微分改进后,获得高精度计算结果,同等可比条件下运算精度不低于STK软件。实现了从地面起飞到抵达近火点的飞行轨道整体优化,确保了首次探火工程的顺利实施。      

考虑测试性设计缺陷修正延时的测试性增长模型建模与评价方法

针对现有测试性增长模型忽略了测试性设计缺陷的修正延时过程,进而导致测试性增长模型（TGM）跟踪与预计精度低的问题,提出了一种考虑测试性设计缺陷修正延时的测试性增长模型建模理论与方法。首先分析测试性设计缺陷识别与修正之间的延时机理,得到剩余测试性设计缺陷（TDL）具有先增后减的铃形变化趋势;在此基础上,分别以Gamma、Raleigh和Delay-S 3种曲线拟合剩余测试性设计缺陷（RTDL）变化趋势,研究建立基于以上3种曲线考虑修正延时的测试性增长模型;最后,以某机载稳定跟踪平台测试性增长试验数据验证测试性增长模型拟合、跟踪及预计效能。研究结果表明：基于该测试性增长试验数据,Gamma曲线可以精确地拟合剩余测试性设计缺陷变化规律,测试性增长模型跟踪和预计精度可达到10^-2数量级。     

基于遗传算法的插值Coons曲面孔位修正方法

在机器人自动制孔过程中,制孔点位信息通常从待制孔工件工艺数模上获取,而待制孔工件安装过程中会出现位置偏移和变形,由工艺数模得到的点位信息无法直接满足孔位精度要求。为了保证自动制孔的孔位精度,提出了一种基于遗传算法的插值Coons曲面孔位修正方法。利用制孔区域边角基准孔建立双线性Coons误差曲面模型,通过模型计算出待制孔的误差补偿向量,并补偿至理论制孔位置。针对误差曲面切矢模长无法确定的情况,利用制孔区域内的基准孔构建遗传算法模型,计算出切矢模长最优值,使拟合的误差曲面更符合实际制孔区域曲面。通过试验对算法的有效性和精度进行验证,结果表明:采用基于遗传算法的插值Coons曲面孔位修正方法,可以使孔位误差得到有效的补偿。补偿后的平均孔位误差仅为0.195 6 mm,与传统的插值曲面方法相比,孔位误差降低了5%~10%。      

大尖削机翼非定常跨音速绕流的数值解法(英文)

本文给出一种计算飞机机翼上定常和非定常跨音速气动力的数值解法,使用了一种特殊设计的坐标变换,是用时间精确交替方向隐式(ADI)有限差分算法来求解非定常跨音速修正三元小扰动位势方程。给出了F5战斗机机翼的数值结果并与XTRAN3S,ATRAN3S及试验结果进行了比较,表明本方法是有效的和经济的。