低空风切变系统建模及其对直升机飞行安全威胁定性分析

系统地建立了含湍流的三维低空风切变模型,并综合分析了其对直升机飞行安全的威胁。建立了微下击暴流风场及大气湍流场组合的风切变模型,在不增加计算量的前提下,选取特征点发展直升机飞行动力学模型,有效捕捉了风切变的切变特性,提高了在风场中的动态响应计算精度。模型配备姿态保持功能的控制增稳系统已符合一般直升机的飞行状态,并改善机体响应。根据风速分布的特点,选取不同飞行速度、不同风场位置进行飞行仿真,定性地对比分析状态量变化与风场对应关系,并且以垂向通道为例,从动力学角度分析验证了响应的理论计算表达式。结果表明：湍流主要导致高频姿态角响应,风切变对飞行状态量变化占主导作用,且垂向风是引起威胁的主要因素,据此提出危险风场规避建议。     

轻质穿透式薄膜盖的分析、设计与实验研究

穿透式导弹发射箱薄膜盖的研制是导弹运载工具轻质化的一部分，由于其一方面需能承受一定的压力，即需具有足够的强度，另一方面又要求顶破力较小，而这两个要求是互相矛盾的。本文通过有限元仿真计算，确定了满足这两项要求的方案。然后研制了实物，进行了实验验证，设计分析的结果与实验结果吻合。本文的研究为轻质穿透式薄膜盖的研制和应用提供了方法和依据。     

超静空间科学卫星分离式主动隔振技术

针对量子科学实验、时频传递实验等项目研发的先进载荷对微振动频谱积分的特殊指标需求,研究一种分离式主动隔振技术.分离式隔振技术将卫星划分为载荷模块和服务模块,考虑两模块之间柔性连接线缆和限位弹簧,首先建立两模块的动力学模型.随后,设计基于加速度反馈的六自由度隔振控制器,考虑执行机构控制和驱动电路的电气噪音,在时域和频域仿...     

弹簧组件对大型弹性整流罩分离动力学的影响

大型整流罩仿真分析与试验预示是国内新一代运载火箭研制过程中的关键技术。采用高精度非线性显式动力学分析方法,对某大型弹性整流罩有无导向孔的2种设计方案分别进行显式动力学分析,比较了2种方案的分离特性及罩内可用包络空间,分析了弹簧顶杆与导向孔等的接触作用对整流罩分离的影响,并结合原型整流罩地面分离试验对仿真结果进行了对比验证。计算结果表明,含导向孔的整流罩分离速度更快,呼吸变形更小,弹簧顶杆与整流罩的接触作用能有效地限制整流罩的呼吸变形。试验结果验证了数值分析结果,这对新一代运载火箭的研制具有一定参考价值。     

方块脉冲函数应用于线性时变系统最优控制的动态规划解法及其改进

本将方块脉冲函数应用于线性时变系统最优控制问题。首先将该问题转化成多段动态规划表示形成，通过求解多段动态规划问题，可得原问题的分段常值解。进而，根据最优控制的存在条件下及对边界条件的进一步处理，导出了原问题更为简明的动态规划表示，使求解结果更为简洁，明潦。与献（１），（２），（３）中的求解方法比较，得到的递推算法简单，便于计算机求解，且不必求解ｍ个２ｎ×２ｎ阶逆矩阵，使计算量及存贮空间大为减少     

固体火箭发动机磁悬浮试验架系统动态性能分析

在磁悬浮系统数学模型的基础上,将磁悬浮试验架对发动机的悬浮支承等效为质量一弹簧．阻尼系统。计算了磁悬浮试验架的刚度、阻尼及固有频率,计算结果得到了试验的验证。表明除系统机械设计参数外,控制方式及控制器参数是影响系统动态特性的关键因素,并通过仿真说明了控制器参数对系统动态性能的影响。为设计适合发动机试验的磁悬浮系统提供参考。     

卫星动力学环境试验数据库系统的设计与实现

文章在对卫星动力学环境试验数据库的需求进行分析的基础上,提出了数据库系统的总体设计框架和模块结构设计,并介绍了它的多元化分析整体设计过程.系统的总体框架分为4层:数据获取层、数据存储层、逻辑层和客户层.模块主要分为:入库与出库模块、查询模块、报告生成模块、功能接口模块和模态虚拟试验平台模块.该数据库现已应用于卫星动力学环境试验中.     

某卫星挠性附件姿态动力学研究

根据导出的某有大型太阳帆板的挠性卫星数学模型,分析了模型中挠性振动对质心和姿态运动的影响,给出了卫星系统的动力学方程,并对帆板展开、卫星稳态运行的模型作工程化处理。分析和仿真结果表明：该方法能降低模型的复杂度,满足大型卫星的姿态指向精度和稳定度要求。     

直升机桨距主动控制对旋翼性能的影响

为摸索直升机桨距主动控制对旋翼性能的影响规律并揭示其机理,首先建立能够考虑2阶谐波桨距控制影响的旋翼气动力模型,进一步建立相应的直升机飞行动力学模型,将旋翼需用功率作为性能评估的依据,在全机配平状态下开展2阶谐波桨距控制对旋翼性能的影响研究.对于样例直升机,前进比为0.2时,施加任何2阶谐波桨距控制均使旋翼需用功率增加;前进比为0.35时,施加幅值为1.5°、初相位为90°的2阶谐波桨距控制使旋翼需用功率降低约5%.通过分析样例直升机桨盘平面迎角分布和阻力系数分布,总结出利用2阶谐波桨距控制提升旋翼性能的物理本质:当直升机处于高速、大载荷飞行状态时,施加适当的2阶谐波桨距控制可以改善桨盘平面迎角分布,推迟后行边桨叶失速,从而降低旋翼需用功率,有效提升旋翼性能.     

一种可用于航空发动机健康状态预测的动态集成极端学习机模型

提出一种动态集成极端学习机模型用于航空发动机健康状态预测.采用AdaBoost.RT集成学习算法对极端学习机（ELM）进行集成,在训练时采用每个训练样本的近邻样本对ELM的局域性能进行评估;在预测时首先确定新样本在训练样本集中的近邻样本,然后根据ELM在近邻样本上的性能来赋予集成权值实现弱学习机的动态集成.以燃油流量为指标进行航空发动机健康状态预测,动态集成ELM模型短期预测结果的平均相对误差绝对值（MAPE）为3.688%,小于单一ELM模型的3.830%以及静态集成ELM模型的3.719%;长期预测结果中动态集成ELM模型的MAPE为3.075%,小于单一ELM模型的4.355%以及静态集成ELM模型的3.884%.因此动态集成ELM模型更适用于航空发动机健康状态预测.