含有正态相关变量的多设计点/多失效模式情况下的方向抽样可靠性灵敏度分析

针对含有正态相关变量的多设计点/多失效模式系统的可靠性问题,提出了两种有效的基于方向抽样的可靠性灵敏度分析方法。可靠性灵敏度分析方法的基本思路是首先将正态相关变量进行等价独立标准正态变换,利用改进的方向抽样可靠性灵敏度分析方法得到独立标准正态空间的可靠性及灵敏度结果;通过复合求导法则,将独立标准正态空间的可靠性及灵敏度结果转化到正态相关空间,得到失效概率对相关正态变量分布参数(均值、标准差和相关系数)的偏导数,并对所推导的可靠性及灵敏度估计值进行了方差分析。与经典的MonteCarlo数字模拟法相比较,文中所列的数值算例和简单工程算例的分析结果验证了所提方法的可行性与有效性。     

基于代理模型的气动外形平面参数多目标匹配设计

将Kriging代理模型和Pareto遗传算法引入气动外形平面参数匹配设计中,提出一种基于代理模型的多目标平面参数匹配设计方法。将拉丁超立方试验设计用于平面参数筛选,确定出参数匹配方案库;基于方案库的计算流体力学(CFD)分析结果构建Kriging气动代理模型;将Kriging模型替代CFD分析,用于气体布局参数匹配优化设计,提高了设计效率并保证了可信度;通过Pareto遗传算法优化解决多点设计要求下气动布局参数匹配问题,一次性给出参数匹配方案的最优解集,从Pareto前沿中根据设计偏向选择气动布局最佳匹配方案。以典型的双后掠布局平面参数多点匹配优化设计问题作为算例,研究结果表明:Kriging气动代理模型与实际CFD分析结果的误差均小于5%,满足精度要求;根据不同设计偏向,选择了3种参数匹配Pareto优化方案,与原样本方案相比超声速阻力减小6.0%~12.8%,跨声速升阻比增加0.01%~3.40%,证明了匹配设计方法的有效性;通过试验设计的Pareto分析与主、交互效应分析,获得了气动布局平面参数对气动性能影响的定量关系,能够为参数匹配设计提供依据。所提出的平面参数匹配设计方法可应用于其他常规与非常规气动布局型式。     

大上翘机身后体设计方法

 在具有大上翘角的运输机机身后体设计中,目前国际上多以上翘角、长细比、收缩比和扁平度4种主要几何参数作为机身后体的设计原则。以国际上3种典型运输机为研究原型,构造了3种大上翘后体机身模型,采用计算流体力学(CFD)方法,研究了3种机身的阻力与绕流特性,综合分析了上翘角、长细比、收缩比和扁平度4种几何参数对机身阻力和绕流特性的影响及其描述大上翘后体形状对阻力特性影响的适用性。研究结果表明：仅占总阻力15％～20％的压差阻力决定机身的阻力特性,机身减阻应从减小压差阻力入手;后体截面形状是影响压差阻力的关键因素,而扁平度不能准确完整地描述后体截面形状对压差阻力的影响,采用近圆度及其沿机身轴线的变化描述后体截面形状的影响更为合理。提出了应以上翘角、长细比、收缩比、近圆度和近圆度沿机身轴线的变化率5种参数为主作为大上翘机身后体设计原则。     

基于回路整型设计的多轴振动控制

 多激励多轴向振动控制试验中,在频响函数矩阵呈现病态的频率点,控制点响应的自谱和互谱往往难以达到预定参考谱目标。针对这种情况,首先在控制频段对频响函数进行拟合修正,求得系统前置补偿矩阵,然后根据 H_∞回路整型理论对驱动谱矩阵进行整型,将整型后的驱动谱矩阵代替原驱动谱进入控制回路计算。通过试验验证表明,基于回路整型设计的修正算法,能够明显地抑制某些频段内频响函数的不良影响,自谱和互谱响应都能得到比较理想的控制结果。     

无人机零长发射动态特性分析及控制律设计

针对如何提高无人机零长发射安全性的问题,以某型无人机为研究对象,对火箭助推起飞阶段受力情况进行分析,并考虑火箭脱落前后质量和重心变化影响,建立其动力学模型。仿真研究了发射角、火箭冲程、火箭安装角和火箭推力线偏差等发射参数对发射动态过程的参数影响敏感性。设计了基于姿态控制增稳的起飞控制律和控制策略。仿真结果表明,选择合适的发射参数并严格控制火箭安装偏差范围,在此基础上,尽早启动舵面参与姿态控制可明显改善发射姿态,提高非标状态下零长发射安全性。研究结论可为无人机零长发射起飞提供技术支持和依据。     

民用飞机客舱地板横梁结构研究

客舱地板梁结构是民用飞机机身结构的重要组成部分,其中地板横梁承担着旅客及座椅的载荷,需要分别与地板纵梁、支柱和机身框连接,是比较关键的结构。对典型机型的地板横梁结构形式和材料进行了介绍,并分析优缺点,最后对民用飞机地板横梁结构方案进行了总结。为民用飞机客舱地板梁概念设计提供参考和借鉴。     

电池内阻测量系统设计

设计了一种实用、简便的电池内阻测量系统,介绍了采用交流法测量电池内阻的基本原理,详细介绍了系统的硬件设计和软件设计方法。测试结果表明,该系统能较好地满足干电池内阻测试的要求。依据此设计原理,适当改变电路参数,可测量其它电池,具有很好的实用价值和推广意义。     

单室双推力固体火箭发动机两级推力的最佳选择

从理论上探讨了单室双推力固体火箭发动机中影响其两级推力的主要因素。建立了导弹/发动机一体化设计的优化模型,对一种推进剂实现双推力,双燃速推进剂实现双推力两种情况分别进行了计算和分析。求出了使导弹射程达到最大,又能够在设计中实现的最佳推力方案。     

飞机燃油质量特性计算及供油顺序的设计

采用将油箱分割成多单元斜六面体的方法解决了外形复杂油箱的描述问题;采用切片法计算燃油质量特性,方法本身考虑了飞机姿态角对燃油形状的影响。解决了在给定重心活动范围情况下供油顺序设计问题。算例证明本方法具有很高的精确度和应用价值。     

运八起落架上采用耐久性设计更改的分析

介绍了运八起落架延寿过程中采用了耐久性设计典型范例11项,实施于起落架设计的改进和制造。包括:高强度钢构件的注油嘴、管状结构件、高应力花键镀铬表面在镀前进行喷丸、U形接头防腐措施、采用光弹修形控制应力水平、采用喷丸强化、重要模压件表面加工、重要焊接件焊缝加工、采用防氧化处理、改进防腐措施等。经过疲劳试验验证,其效果是极其显著的。