自适应滑模容错跟踪飞行控制律的设计

当飞行控制系统操纵面发生卡死或控制效率损伤故障时,采用自适应滑模控制方法进行容错跟踪飞行控制律的设计。采用单位向量法进行滑模控制器的设计,利用李雅普诺夫理论和Barbalat引理设计自适应滑模调节规律,同时能够保证闭环系统的渐近稳定性。利用某型飞机线性化模型进行仿真,结果表明,带有自适应调节规律的滑模控制方法不仅适合于正常情况下飞行控制律的设计,而且对操纵面损伤和卡死故障情况具有较强的适应能力,具有很好的跟踪控制效果和强鲁棒性。     

整体加筋壁板中三维裂纹扩展过程模拟

基于有限元法和线弹性断裂力学理论,使用通用商业软件ABAQUS模拟了三维裂纹在飞机整体加筋板结构中的扩展过程,考察了一种典型的开裂模式,提出了一种对三维裂纹问题边界效应的修正方法,重点分析了裂纹在结构倒角附近区域的扩展规律。     

IPT工作模式在飞机研制中的应用

为满足在保证产品质量基础上缩短飞机型号研制周期的需要,根据并行工程思想提出了基于数字化的飞机研制IPT工作模武,并在总结工程实践经验基础上对IPT组织结构、基于成熟度管理的I胛工作流程及IPT工作模式的效益进行了分析,为提高飞机产品研制组织管理的效率提供了可行途径。     

模糊PID控制在温湿度控制系统中的应用

针对模糊控制的不足和ＰＩＤ控制的缺点提出了一种智能温湿度控制的方法。该方法把模糊控制技术和ＰＩＤ算法结合起来,采用多模态分段控制设计出温湿度控制系统。通过半实物仿真实验可知,该方法对多变量、强耦合、大惯性对象的控制是非常有效的,具有超调小,调节迅速和上升时间短的特点,且具有很好的鲁棒性。     

块谱特征和疲劳裂纹的随机扩展

定义了疲劳载荷谱的两个特征参数：块谱强度和形状因子，由此去描述载荷谱的特征，并研究了特征参数和疲劳裂纹扩展之间的关系。分析结果表明：块谱强度是疲劳裂纹扩展的平均驱动力，而形状因子是给定疲劳寿命下裂纹尺寸方差的主要来源。     

一种基于动模态分解的翼型流动转捩预测新方法

考虑自由转捩的定常/非定常流动Navier-Stokes方程数值求解,对于翼型流动细节的精确模拟和气动力的精确预测均具有十分重要的意义。采用动模态分解(DMD)方法进行流动稳定性分析,再结合e N方法,提出了一套适用于翼型绕流的转捩预测新方法,称为DMD/e N方法。相比于传统的线性稳定性分析方法,DMD方法不需要求解附面层方程和线性稳定性方程,也没有引入平行流假设,具有更好的理论适用性和算法鲁棒性。开展了NLF0416、S809和SD7003等翼型的转捩预测数值验证研究,通过与实验结果以及与传统的基于线性稳定性分析的e N方法的比较,验证了本文所发展的转捩预测新方法在预测翼型的定常流动和非定常流动转捩方面的正确性,也表明了该方法具有解决含层流分离泡的翼型绕流转捩预测的能力。     

智能故障模式影响分析的推理研究

介绍了应用神经网络和专家系统技术,依托专家知识,基于功能/硬件而建立的功能关系模型图进行推理的智能故障模式影响分析系统。详细论述了其故障模式选择推理模型和应用神经元网络及其扩展技术建立的产品故障模式影响分析推理模型,并对推理流程进行了详细的描述。此外,对其系统结构、各组成部分的相互关系,及系统的功能流程也作了简要的论述。     

疲劳裂纹起始扩展门槛值的研究

 1.疲劳裂纹起始扩展门槛值(△K_(th))的概念 人们通常提到的疲劳裂纹扩展门槛值△K_(th)是在裂纹扩展过程中不断下降△K,使裂纹扩展不断减慢,直至停止扩展时所对应的△K值。它由降K程序测定,试验方法见文献。达到△K_(th)时裂纹前缘塑性区很小,在厚度和应力比一定的条件下,△K_(th)是材料常数。然而,在构件承受变幅交变载荷作用时,某级载荷使裂纹尖端产生应力强度因子K_(fmax),对应     

含孔边裂纹有限大板的解析变分解法

 本文利用复变函数方法导出了含孔边单侧裂纹有限大板应力与位移的全场表达式,满足所有基本方程、裂纹表面边界条件与复连通域位移单值条件。应用变分原理满足其余的边界条件并由此求解应力强度因子与应力集中系数。在变分方程中,只存在线积分,没有面积分。故本方法收敛迅速、节省机时。     

卫星液体燃料与结构耦合振动分析

根据流体域控制方程、结构动力学方程和液体与固体接触界面的条件,建立了液体燃料与卫星结构耦合振动有限元方程,并举出一些算例。根据算例结果讨论了对带有大量液体燃料卫星的液体燃料和结构耦合振动问题以及在卫星研制阶段进行耦合振动分析的重要性。