基于及时修正策略可靠性增长的动态Bayes评估方法

针对指数寿命型设备在及时修正策略下的可靠性增长过程,提出了一种动态Bayes评估方法。该方法建立了及时修正策略下的AMSAA模型,并依据已有研制试验数据,对下一次试验的设备失效率进行预测,并将预测结果作为对新技术状态下设备失效率的验前认识,然后利用最大熵方法给出设备失效率的验前分布,进而实现对产品可靠性增长的Bayes统计分析。最后给出了该方法的具体算例,通过对比分析证明了该方法的有效性。     

大型复杂航天器结构有限元模型的验证策略研究

大型复杂航天器结构有限元模型的合理性和准确性在航天器研制过程中具有重要意义, 它是开展星箭耦合分析以及力学环境条件设计等工作的基础。首先综合有限元建模、模 态试验、相关分析和模型修正等技术构造了一套系统的航天器结构有限元模型试验验证策略 ;然后,针对我国新一代大型卫星平台——东方红四号卫星开展了整星有限元模型的试验 验证研究,其中整星模态试验以及模型修正等研究工作属首次在东方红四号卫星平台上成功 实施。修正后有限元模型对整星主模态频率预测误差小于5％,模态置信准则大于0.6,预 示精度达到工程要求。
     

一种基于地形方向通行性的改进Theta*算法

提出了一种基于Basic Theta*改进的任意航向路径规划算法,利用星球巡视器在俯仰和滚转方向上抗倾覆能力的差异,对不同航向上的地形可通行性进行了分析,分别区别出障碍以及方向性障碍,并在此基础上将Basic Theta*扩展节点时的可视性检查改进为可通过性检查,从而筛选出能够通过方向性障碍的路径.仿真实验表明,该算法克服了Basic Theta*算法的局限性,能够更加充分地利用巡视器特性,在复杂地形上找到传统方法无法通行的最短路径,扩展了巡视器的行驶范围和工作能力,对于巡视器穿越崎岖地形及撞击坑底探测等星球表面特殊任务具有实用价值.      

超磁致伸缩作动器小回线动态J-A模型

超磁致伸缩作动器（GMA）输入输出之间存在着磁滞非线性关系,当研究其中高频输出特性时,为了降低材料自身迟滞非线性特性的影响,往往选用零点与饱和状态之间线性度较好的不饱和小回线,因此很有必要开展动态不饱和小回线数学模型的研究。首先在综合研究磁致伸缩材料（GMM）和GMA结构动力学特性的基础上结合安培环路定理提出以励磁电流为输入、应变为输出的动态Jiles-Atherton（J-A）模型,然后在引入磁滞回线特性变量的基础上得出J-A模型关键模型参数对其特性的影响规律,根据不饱和小回线仿真与实验波形的偏离特性提出模型参数的修正方法得到不饱和小回线动态J-A模型。最后,在不同频率和不同饱和幅值下通过实验验证该数学模型的正确性。      

气压垂直导航中修正高度分析

在世界海拔最高民用机场四川稻城亚丁机场的基于性能导航(PBN)飞行程序设计过程中,由于GPS在垂直方向精度较低,最后进近航段采用气压垂直导航(Baro-VNAV).但机场海拔高,这种导航方式受到修正高度的影响较大.因此通过对ISA偏差对气压高度的影响公式进行推导,得出修正高度公式,利用Matlab对机场温度、航段高、机场标高与修正高度H修的关系进行分析,并以四川稻城亚丁机场Baro-VNAV实例进行了验证.最终给出了在PBN飞行程序设计过程中的建议.     

动量增升高升阻比飞行器横航向稳定性研究

考虑高超声速飞行器装填、防热及操稳等多约束条件下的实用化设计需求,提出一种新型下反式高升阻比滑翔飞行器气动布局。借鉴乘波体飞行器的高升力设计方法及动量增升原理,该新型飞行器采用下反式后掠翼构型,上表面为光滑倒圆“Λ”形设计,下表面为内凹的装填空间,为尽可能避免长时间超远距离高超声速飞行带来的防热负担,采用后缘体襟翼及体侧扩张方向舵面设计。采用数值计算方法对所提布局思路进行验证分析,计算结果表明：在飞行高度为40 km,Ma=10的条件下升阻比可以达到4.48左右,在一定迎角范围内均具备很高的气动效率,验证了所提布局的有效性。同时重点针对所提布局共性的横航向稳定性问题基于数值模拟方法探讨了3种不同优化改进方案的效果及可行性,并采用风洞试验对两侧翼梢V尾的控制方案进行横航向稳定性控制效果的试验验证,结果表明：采用两侧翼梢V尾的控制方案是实现横航向稳定性控制的较优方案。     

利用热平衡试验稳态数据修正对接机构热模型

根据热平衡试验数据与计算结果的比较,分析两者存在差异的原因,用热平衡试验稳态工况数据修正对接机构热模型中的单元划分和热网络方程。研究了对热网络方程修正的方法,基于参数化和节点群概念改进参数化节点群整合方法,以明显减少需修正系数的数量,并与分级修正和局部修正综合,提高热网络修正方法的实用性。算例表明：通过热模型修正使温度计算值与试验值的偏差达到允许的要求,表明该热模型修正方法有效。     

垂直导航方式介绍与分析

引言在运行理念和技术还不够成熟的情况下,各国使用的引导飞机进近的主要方式是非精密进近导航方式,它们只为飞机提供航道信息,而不能提供下滑道信息。航空器在进近过程中,容易使得航空器转向目视飞行的时机过早或者过晚,以至于航空器不能进行着陆,从而复飞或     

经济型月球探测器精确定点软着陆制导算法

针对未来经济型月球探测器精确定点软着陆问题,考虑发动机特性及终端状态约束,对主减速段制导算法进行了研究。首先考虑到未来月球通信网络的建立和资源的利用,提出了一种探测器在环月极轨道运行时的月面着陆点全覆盖环月调相策略。然后在北东地坐标系下建立软着陆主减速段的质心动力学模型,依据动力学模型将探测器的运动分为纵向平面运动和横向运动并分别设计在线闭环制导律。纵向平面运动采用改进显式制导算法,并基于有限推力思想和主减速段误差传播特性设计了满足终端航向位置约束的点火角修正策略;对于横向运动控制,首先基于ZEM/ZEV最优反馈制导律给出横向制导指令,然后采用PWPF将连续形式的制导指令调制为脉冲形式。仿真结果表明了该制导律能够满足所有终端状态约束,具有燃耗次优性、自主性、实时性和一定的鲁棒性,同时易于工程实现。     

某型导弹的地面振动条件修正与评估

为解决某型导弹及其关键产品在地面振动试验中出现过考核和欠考核的问题,提出了一种基于遥测数据的地面振动试验条件修正与评估方法。首先,通过功率谱分析地面振动试验数据和遥测数据,结合振动响应裕度指标,实现关键产品的振动响应量化评估。其次,通过振动响应裕度指标合理地评估关键产品在地面试验、仿真分析和飞行试验中振动响应的变化规律。最后,根据遥测数据的功率谱曲线选取拐点频率,并修正地面振动试验条件,使得关键产品的振动响应均方根值由国军标的5.7g降低至3.4g,避免低频欠考核和高频过考核现象。通过振动响应裕度指标,验证了该文所定振动条件的有效性。采用随机振动分析和振动响应裕度指标,能评估关键产品地面振动试验的合理性。