基于ANSYS概率分析的导弹结构可靠度计算

针对导弹结构的材料性能、载荷环境、几何尺寸等参数不确定性的影响,基于ANSYS概率设计系统,提出了利用ANSYS概率分析功能对导弹进行结构可靠性分析的方法。通过建立某型导弹同体发动机推进剂药柱的极限状态方程,采用蒙特卡洛模拟随机载荷和固体推进剂药柱初始强度来获取推进剂药柱的可靠度。该方法能有效地计算贮存、飞行等环境条件下的导弹结构可靠性。     

基于自适应差分进化算法的变循环发动机模型求解方法研究

为了降低传统迭代算法在求解变循环发动机非线性模型时对初值的依赖性,将模型的求解问题转换为求最小值的优化问题,引入差分进化算法进行模型的求解,并提出一种自适应差分进化算法(ADE)。ADE借助轮盘赌选择法,利用种群的进化经验可以自适应的选择最适合当前种群的差分策略与算法控制参数。针对变循环发动机四个典型工作点的模型求解问题,研究了标准差分进化算法(SDE)的控制参数对其性能的影响,获取了SDE在求解四个典型工作点时的最优控制参数组合,对比分析了ADE与SDE的性能差异,最后研究了种群规模对ADE性能的影响。结果表明：SDE在求解发动机模型时具有较好的鲁棒性,在求解不同工作点时算法的最优控制参数并不完全相同;相比于使用最优控制参数的SDE,ADE可以在不影响算法鲁棒性的情况下提升效率50%以上;减少ADE的种群规模会在提升算法效率的同时破坏鲁棒性。     

多旋翼无人机弹药发射过程扰动响应特性

针对多旋翼无人机弹药发射过程的扰动响应问题,建立了弹药发射过程无人机飞行动力学模型。在考虑了基本增稳增控飞行控制的条件下,分析了弹药安装位置、质量、反冲量大小和倾斜发射角等参数对发射过程无人机位置、高度和姿态扰动响应的影响规律。分析表明:对于弹药水平发射,纵向安装位置对无人机水平位置扰动幅值具有重要影响,适当后置弹药安装位置可减小无人机位置扰动幅值,在其他参数一定的条件下,存在无人机位置扰动最小的弹药纵向安装位置。对于弹药倾斜发射,给出了无人机水平位置扰动幅值关于弹药安装位置和倾斜发射角的等值图,可为无人机和弹药的匹配选型问题提供参考。      

机载拖曳体动力学建模及分析

在某些航空应用场景,需要通过飞行器拖曳功能性部件完成特定性任务,例如机载拖曳对潜通信天线等,在这些应用中,通过建立科学的模型和方法,准确地分析稳态、动态特性是保证拖曳体正常工作的前提条件。本文以对潜通信天线为例,建立考虑天线气动力、惯性力以及弹性力的多体动力学的机载天线动力学模型,并对该模型的稳态结果进行算例验证;对考虑载机非定常运动以及突风作用等扰动后的天线系统动态响应进行分析,并对天线断裂等极端情况进行评估。结果表明：本文所建立的模型在垂直度、天线张力等方面的分析结果较好,能够应用于航空拖曳体的稳态及动态特性分析,在对潜通信天线、加油管等系统的设计方面有一定的工程价值。     

基于分解协调移动极值响应面法的多构件结构动态可靠性分析

多个构件装配而成的复杂结构可靠性分析存在计算流程繁琐、计算效率低的问题。基于极值响应面 法、移动最小二乘法和分解协调的策略,提出分解协调移动极值响应面法(DCMERSM),对考虑流-热-固耦 合作用的航空发动机高压涡轮叶盘径向变形进行动态可靠性分析,通过对比直接模拟和分解协调极值响应面 法(DCERSM),对 DCMERSM 在 建 模 特 性 和 仿 真 性 能 方 面 的 有 效 性 和 适 用 性 进 行 验 证。 结 果 表 明: DCMERSM不仅适用于转子机械动态可靠性分析,同时还可以用于复杂机械多构件结构可靠性分析。     

基于本征正交分解的叶片碰摩系统降阶方法

针对叶片碰摩响应求解问题,提出了采用本征正交分解进行动力学降阶的方法。通过对快照矩阵进行本征正交分解生成投影子空间,将系统动力学方程投影到子空间进行模型降阶,并结合数值积分方法进行了碰摩响应求解。基于降阶模型分析了不同转速及侵入量参数下的叶片碰摩响应,并与全阶模型进行了对比。结果表明:降阶模型的时域响应幅值偏差小于5%,计算效率了提升98.4%;通过改变叶片转速、侵入量参数验证了降阶模型的鲁棒性,并且发现随着转速、侵入量的增加,本征正交模态能量在低阶与高阶之间发生转移,并呈现出不同的传递规律,由转速引起的模态能量转移与结构的固有频率存在一定关系。该方法及结论可为叶片碰摩分析及故障诊断提供依据。      

轨道转移计算中的逐次消元迭代法

本文针对导弹飞行轨道转移的一个算例,叙述应用消元法思想构造数值求解非线性方程组的迭代算法的一般原理,具体算法步骤和一些计算结果。给出算法成功的理论依据,最后给出实现算法时的一些变形。     

失真仪误差分析和检定问题

本文通过大量的实验数据,详细分析了失真仪的各种误差,指出了影响失真仪质量的原因,提出了合理判定仪器质量的方法和建议,为厂家提供了改进设计的思路。     

大机动飞行中孤立旋翼的非定常空气动力模型

为提高旋翼他轴响应的预测,气动模型应当计入机动旋翼的尾迹畸变效应,而准确表示尾迹弯曲参数Kn是关键。为表达机动导致的各种效应,增广Peters-He有限状态尾迹模型可以吸收随飞行状态变化的Kn值。根据烟流实验,该参数随旋翼前飞速度、拉力和机动角速率而变化。旋翼的空气动力实验表明,旋翼轴接受准阶跃输入后,同轴及他轴的空气动力响应有过冲,且俯仰速率愈大,过冲幅值愈大。理论和实验结果的对比显示,为了正确计算机动飞行中的旋翼气动力,特别是操纵的他轴响应,应在模型中采用随状态变化的尾迹弯曲参数Kn。此外,在当前模型基础上联合动态尾迹畸变模型,计算出的旋翼力和力矩更接近试验数据。     

飞机风挡鸟撞动响应分析方法研究

建立了鸟体模型和风挡玻璃破坏准则 ,形成了一套完整的风档鸟撞动响应分析方法。并对某风挡进行了鸟撞动响应分析 ,得出了鸟的运动轨迹以及风挡玻璃的鸟撞临界速度 ,经与实验结果比较 ,两者吻合较好。