飞机侧向波束导引控制系统结构方案及仿真

侧向波束导引控制系统是飞机在自动着陆时所采用的一种重要无线电波束导引系统。分析了侧向波束导引控制系统原理,基于飞机协调控制,构建一种侧向波束导引控制系统结构方案,在 MATLAB平台下,对所设计的侧向波束导引控制系统进行大量仿真研究。仿真结果显示,所设计的侧向波束导引控制系统结构是合理的,当其侧向耦合器结构参数设置准确时,可很好地改善导引控制系统的稳定性及动态品质。     

铸造A356.2（Sc，La）铝合金研究

采用铸造工艺制备了A356.2（Sc，La）铝合金，测试分析了稀土元素Sc和La对铝合金中共晶硅的细化作用及对合金力学性能的影响。结果表明，单独添加稀土元素La对A356.2（La）铝合金中的共晶硅有一定的细化作用，但对力学性能的改善作用不大。而含有两种稀土元素0.38%Sc+0.14%La的A356.2（Sc，La）铝合金中的共晶硅细化作用较好和力学性能更高，其共晶硅细化到2.3 μｍ，抗拉强度和伸长率分别达到181.6 MPa和4.0%。稀土Sc和La对共晶硅的细化作用主要是弥散强化和细晶强化共同作用的结果，这两种强化与铝合金中析出的Al₃Sc相和稀土La相有关。     

基于等离子体磁壳的行星探测器制动机理研究

等离子体磁壳制动技术是一种新型的行星探测器制动手段，具有制动阻力可调、可靠性高、结构质量小等优势，具有潜在的应用前景。开展了等离子体磁壳制动产生方式与工作机理的数值仿真研究。首先，以火星探测器的制动为背景，将等离子体磁壳简化为圆柱构型，建立了等离子体磁壳宏观模型，得到了制动阻力、有效捕获面积和探测器速度随轨道高度的变化关系。随后以等离子体磁壳中离子、电子和次中性粒子之间的相互作用为研究对象，建立了等离子体磁壳微观模型，获得了等离子体粒子数密度和温度随时间变化的规律。微观模型与宏观模型计算出的制动阻力一致，验证了两种模型的有效性。     

模块化月球表层采样力学模型

因不受作业空间的限制，月球表层采样机具设计形式多样，为建模分析带来较大难度。为避免不同结构机具分析时重复建模，建立了一种模块化的月球表层采样力学模型。该模型将复杂的采样机具拆分成若干个基本面单元，基于朗肯土压力理论、最大抗剪强度理论和地基极限承载力理论对面单元在采样过程中的受力进行分析，组合各个面单元所受到的力获得复杂机具的力学模型。基于不同机具形式与贯入角度的模拟月壤贯入试验，对理论模型进行了试验验证，通过引入月壤密度沿深度的影响修正公式，将理论模型的误差率降低至8.2%。结果证明该力学模型和模块化理论可行，为后期月球表层采样机具的设计研发提供了参考。     

高超声速滑翔飞行器预测校正闭环协同末制导方法

针对能量持续衰减的高超声速滑翔飞行器末制导段时间协同问题，提出一种预测飞行时间并校正飞行剖面的协同制导方法。设计了一种带有负比例导引系数的参数化飞行剖面，在辨识气动参数后快速预测剩余飞行时间；通过数值算法修正飞行剖面参数，并输出制导指令，满足单飞行器时间约束制导要求；设计闭环协同策略，在分析飞行器时间调整能力后，各飞行器协调期望飞行时间，再自主规划飞行剖面以同时攻击目标。仿真结果表明：预测校正闭环协同制导方法可以满足时间协同末制导任务需求，落点误差小于5 m，相对时间误差小于1 s。     

超低空反导中的多径效应仿真

为得到超低空背景下目标特性参数对脉冲雷达导引头目标检测的影响,根据导引头和目标的空间几何关系,推导了波程差、多普勒频移、相位差的表达式,并结合比例导引法建立多径效应仿真模型。针对目标飞行参数进行仿真,并结合仿真结果对参数的影响效果进行了分析,为导引头末制导段的弹道规划与有效地规避多径效应提供参考依据。     

采用局部约束线性编码的像素级舰船目标图像融合

为了提升视觉信息在低能见度条件下的适用性,提出了一种采用局部约束线性编码的像素级舰船目标图像融合方法.首先,采用K均值奇异值分解算法从海量的训练样本中完成过完备字典的学习.其次,在考虑着舰导引实时性任务需求的前提下,采用局部约束线性编码完成融合系数的非迭代求解,相较于压缩感知理论架构下的匹配追踪算法,极大地降低了计算复...     

激光清洗铝合金表面复合漆层作用机制

采用纳秒脉冲光纤激光器在3种不同扫描速度（900、720、540 mm/s）工艺条件下，对2A12航空铝合金表面丙烯酸聚氨酯复合漆层进行了激光清洗实验，研究了不同激光扫描速度对清洗效果的影响。实验表明，当900 mm/s时，面漆全部去除，底漆部分去除；当720 mm/s时，底漆余量进一步减少，氧化膜显露；当540 mm/s时，漆层基本除净，但部分氧化膜破坏，基材外露。研究发现，清洗过程形成了“烧蚀-等离子体冲击-烧蚀”除漆机制交互作用的特点，烧蚀会引起漆层中功能性氧化物粒子和面漆着色剂脱漆沉积，凹坑为主要清洗特征；等离子体冲击主要发生在凹坑间隔区间，其产生的爆轰波主要对漆层产生破坏或去除作用；烧蚀和等离子体冲击一方面会触发瞬态加热膨胀除漆机制，使残余漆层发生应力碎裂或剥离；另一方面将使残余漆层受到热影响，导致部分自由基发生位置重排和置换。     

高可靠单向爆破的民机防爆结构设计

基于适航条款FAR25.795和咨询通告AC25.795-6，结合灾难性故障状态对飞机和乘客的影响程度，确定最小风险炸弹位置(LRBL)结构的设计要求是结构实现单向爆破功能的概率大于1-10-9，提出了一种高可靠单向爆破的LRBL结构的设计技术。首先根据LRBL结构将爆炸产生的能量沿指定方向释放到客舱外部的防爆原理，设计LRBL结构方案是由端盖、罐体以及剪切销三部分组成的圆筒结构，然后利用LS-DYNA软件对内爆作用下LRBL结构的塑性应变进行研究，分别讨论了不同炸药位置和结构尺寸对LRBL结构各危险部位塑性应变的影响，最后开展了LRBL结构实现单方向爆破功能的可靠性分析，利用拉丁超立方抽样获取输入样本，通过爆炸仿真获得输出样本，采用K-S检验分析其概率分布特征，并基于故障树模型计算可靠度。结果表明：所提出的结构厚度为20 mm、剪切销直径为14 mm的LRBL结构设计方案，其实现单方向爆破功能的概率为1-4.07×10^-10，能够满足LRBL结构的设计要求，可为国产飞机LRBL结构的适航验证和适航审定提供技术支撑。