基于数据操作的航天测控软件测试复用模型

测试复用技术是提高软件测试效率和质量的重要技术手段,在分析航天测控软件行为模式的基础上提出了基于数据操作的航天测控软件测试复用模型,给出了测试用例搜索和匹配算法;以航天测控外测数据处理软件的可靠性测试为例给出了模型的具体应用。结果表明,基于给定模型的测试复用方法可提供该软件约65%的测试用例,有效提高了测试效率,所提出的模型和方法对专业领域软件测试效率和质量的提高具有一定的借鉴意义。     

Constrained layer damping treatment of a model support sting

In transonic wind tunnel tests, the pulsating airflow is prone to induce the first order resonance of the sting support system. The resonance limits the wind tunnel test envelope, makes the test data inaccurate, and brings potential security risks. In this paper, a model support sting with constrained layer damping (CLD) treatment is proposed to reduce the first order resonance response. The CLD treatment mainly consists of material selection and geometric optimization processes. The damping performance of the optimized CLD sting is compared with an AISI 1045 steel sting with the identical diameter in laboratory. The frequency response curves of the CLD sting support system and the AISI 1045 steel sting support system are obtained by sine sweep tests. The test results show that the first order resonance response of the CLD sting support system is 37.3% of that of the AISI 1045 steel sting support system. The first order damping ratios are calculated from the frequency response curves by half power point method. It is found that the first order damping ratio of the CLD sting support system is approximately 2.6 times that of the AISI 1045 steel sting support system.     

任务规划系统机动模型与航线设计

航空兵任务规划系统中飞机空对地攻击航线解算的准确性、航线生成质量和航线解算速度是衡量任务规划系统能力的重要指标。飞机空对地攻击航线设计是飞机航线规划中典型的多约束复杂机动,其在设计与使用过程中受到来自时间、空间及飞机本体的多维约束,对飞行动力学建模与航迹优化提出了较高的要求。本文利用面向对象的思想对飞机无侧滑动力学模型进行建模,通过航线机动动作拼接、分段优化的方式实现复杂机动过程的设计与优化,并进行仿真分析。结果表明：该航线优化设计能够实现飞机多约束航迹设计与规划功能,迭代优化算法具有较好的收敛性,可满足航空兵任务规划使用要求。     

微机控制交流电机调整系统磁通环数学模型的建立

本文介绍了采用微处理器实现异步电机的矢量控制系统主要环节之一的磁通环,从理论上论述了磁通环的数学模型,并给出了相应的磁通控制程序。     

数字孪生模型在产品构型管理中应用探讨

针对MBD技术的深层次应用,论述了数字线和数字孪生定义的概念和应用,指出数字线和数字孪生模型技术实施的重点和核心问题。指明全三维产品研制模式下对产品构型管理的新需求,探讨了基于数字孪生模型的产品构型管理方法和包含产品构型信息的产品数字孪生模型本体表达,为全三维研制模式下的产品构型管理提供了可行的技术解决方案。     

Boundedness of Formation Configuration for Nonlinear Three-body Dynamics

The configuration boundedness of the three-body model dynamics is studied for Sun-Earth formation flying missions. The three-body formation flying model is built up with considering the lunar gravitational acceleration and solar radiation pressure. Because traditional linearized dynamics based method has relatively lower accuracy, a modified nonlinear formation configuration analysis method is proposed in this paper. Comparative studies are carried out from three aspects, i.e., natural formation configuration with arbitrary departure time, initialization time and formation configuration boundedness, and specific initialization time for bounded formation configuration. Simulations demonstrate the differences between the two schemes, and indicate that the nonlinear dynamic method reduces the error caused by the model linearization and disturbance approximation, and thus provides higher accuracy for boundedness analysis, which is of value to initial parameters selection for natural three-body formation flying.      

用于统计能量分析参数辨识的子空间方法研究

利用统计能量分析法预示航天器结构高频动力学响应时,正确估计各子系统的统计能量分析参数至关重要。论文从实验参数辨识角度,基于子空间法的统一理论框架,提出功率流模型辨识/耦合矩阵修正方法(PMI/CMA)辨识系统的内损耗因子和耦合损耗因子参数。首先利用子空间法直接由时域测试数据辨识功率流模型的等价状态空间模型,然后利用辨识模型特征参数修正初始耦合矩阵。耦合矩阵修正方法考虑了子系统间的耦合信息,并通过寻求耦合矩阵初始值相对误差的最小范数解得到修正参数。最后利用两个实际结构分别对算法进行了仿真分析并与功率流实现/统计能量分析模型修正方法(PRM/SMI)进行了对比,验证了PMI/CMA方法的有效性。     

航空发动机高压转子试验模型的动力学相似设计

为了获得能够替代航空发动机转子原型进行动力学试验的模型，提出了发动机转子系统试验模型的动力学相似设计方法。采用相似理论推导了转子系统缩比模型的动力学相似准则，继而建立缩比模型与原型的动力学相似关系。通过动力学优化方法对转子缩比模型的动力学等效模型进行修正，目标函数由固有频率、临界转速和振型组成。以双转子发动机高压转子系统的动力学相似设计为例，通过有限元仿真对设计方法的有效性进行了验证。结果表明，在设计转速范围内，动力学相似模型与原型的前两阶临界转速相似误差分别为3.92%和0.86%，对应振型的相关性均大于0.98，且模型与原型的模态应变能分布基本一致。通过该方法获得的动力学相似模型能够较好地预测原型的动力学特性，并有效降低模型试验的成本和难度。     

概率有限状态机在动态效能评估中的应用

为了反映作战过程中实时战场变化对武器作战效能的影响，本文对武器作战动态效能评估(DEE)方法进行研究，提出一种基于概率有限状态机(PFSM)的动态效能评估方法。利用该方法对武器作战过程进行动态效能评估的同时，能够快速准确地分析影响武器作战效能的关键因素，为作战方案决策及武器研发提供依据。该方法考虑了武器装备、战场环境、作战方案及作战目标这四个战场信息空间对武器效能的影响，能够根据实时战场信息输出动态效能变化曲线。本文以反舰导弹为例，对其进行动态效能评估，结果表明,本文所提出的方法能够动态评估不同战场信息对效能的影响，并快速找到影响其效能的关键因素，从而为作战方案优化提供参考。     

改进模拟退火算法的喷管动力学模型修正

为获得液体火箭发动机喷管高精度的结构动力学有限元模型，提出一种基于改进模拟退火算法（Improved Simulation Annealing Algorithm，ISAA）的有限元模型修正方法。首先，将复杂的薄壁夹层板喷管等效为复合材料层合壳，建立喷管的参数化有限元模型；在此基础上，以结构模态参数为参考基，构造出联合使用模态频率及模态振型的目标函数，并运用灵敏度分析提取设计变量，从而建立其优化模型；提出带记忆、局部搜索功能的改进模拟退火算法，运用ISAA在设计空间进行多目标全局寻优；最后，采用基于MSC Patran/Nastran软件平台二次开发的结构动力学模型修正软件ZDXZ V1.0进行模型修正，并对模型修正方法的有效性进行了校验。结果表明，修正后喷管的前3阶计算模态频率与试验值相对误差小于2%，振型相关性最小MAC值大于0.9，大大提升了喷管模型的动力学符合性，模型精度满足工程应用要求；表明所述模型修正策略的有效性，该方法具有高效、强鲁棒性等特点，适合于大型复杂结构的模型修正。