卫星姿态时延反步容错控制

针对卫星在轨飞行过程中存在执行机构故障及带有常值干扰的控制问题,提出了一种将时延控制(TDC)与反步技术相结合的鲁棒容错控制方法。该方法在继承反步控制优点的同时,引入积分环节用于减小常值干扰引起的稳态误差;同时,利用TDC的逼近能力来补偿执行机构的故障,且对设计者而言,故障信息不需要进行在线的检测和分离,而仅需要一步状态迭代。基于Lyapunov方法从理论上证明了系统的稳定性。最后,将该方法应用于卫星的姿态调节控制,仿真结果表明该控制器能有效地抑制外部干扰、参数不确定性和执行机构故障的约束,在完成姿态调节控制的同时,具有良好的过渡过程品质。     

叶片振动应力的叶根振动监测法及实现技术

提出一种航空螺旋桨叶片振动应力监测方法—叶根振动监测法,通过监测螺旋桨振动来获得叶根振动激励,建立叶片振动计算传递矩阵模型,并由叶根激励振动计算叶片的振动响应和振动应力,进而实现对叶片振动应力的监测.叶根振动可以通过直接测量或由螺旋桨转子支承机匣监测振动换算获得.最后,通过对比桨叶振动应力的计算结果与飞行试验实测结果验证该方法.结果表明,叶根振动监测法简便、易行,可以进一步应用.      

浅析歼八飞机机体结构设计的四个问题

对歼八飞机结构设计中出现的4个难点问题（机翼四梁接头耳片、原型机腹鳍、减速板、机尾罩尾尖）做一探讨性浅析。     

固体发动机壳体弹塑性问题的实验应力计算方法

根据弹塑性力学的基本理论,归纳出固体发动机壳体水压试验弹塑性问题的应力计算方法,并针对31Si2MnCrMoVE壳体材料编写了FORTRAN程序.该方法与有限元法的计算结果相比,误差不超过3.3%,验证了该方法的正确性.根据实际测得的3组试验数据,采用该方法计算出的结果和实际相符,进一步证明了其正确性.     

柔性接头弹性件超弹性本构参数拟合和低压摆动非线性有限元分析

依据非线性力学理论,通过单轴拉伸试验获得了柔性接头弹性件超弹性Mooney-Rivlin模型常数,作为有限元计算的输入,同时对柔性接头冷摆时的载荷进行了分析处理,有限元模拟了柔性接头的冷态摆动,重点分析了柔性接头弹性件和粘接面的柯西剪应力和轴向应力。结果表明,0.15 MPa容压下摆动,粘接面的轴向柯西应力大于剪应力,是柔性接头粘接面破坏的主要原因,计算与实际情况吻合性较好。     

3D-C/SiC复合材料的高温疲劳性能

采用应力比为0.1和0.5,频率为60和20Hz的正弦波从室温至1500℃,在10-4Pa真空中对3D-C/SiC复合材料进行拉—拉疲劳实验;获得其在应力比0.1频率60Hz条件下室温、1100、1300和1500℃的疲劳曲线,以及应力比0.1频率20Hz和应力比0.5频率20Hz条件下1500℃的疲劳曲线。结果表明,若取循环基数为106周,应力比0.1频率60Hz条件下,3D-C/SiC复合材料在室温、1100、1300和1500℃的疲劳极限分别为235、350、285和240MPa,约为其拉伸强度的87%、97%、94%和90%;疲劳极限与比例极限和拉伸强度随温度有相似的变化规律,即随温度升高而增加,在1100℃达到最大值,尔后随温度增加而下降;但是S—Nf曲线的斜率的变化规律恰好与此相反。应力比的增加和频率的降低,均使复合材料1500℃的疲劳极限有所减小。     

钛合金切削挤压复合攻丝研究

将切削挤压复合攻丝新方法成功地用于高强度钛合金内螺纹的加工,这种方法不仅可以减小挤压扭矩而且能够强化螺纹根部。加工的挤压螺纹表面有一层纤维沿其牙形连续分布。利用云纹干涉法测得牙根处的最大残余压应力为120MPa左右。疲劳对比试验结果表明,在相同应力水平下,经挤压强化螺纹的疲劳寿命大约是未强化螺纹的３倍,这主要归因于挤压螺纹表面高的残余压应力,高的纤维密度和低的粗糙度。     

复合材料壳体固体火箭发动机温度载荷下力学响应分析

基于非线性有限元数值仿真分析方法,使用有限元计算软件ABAQUS,分别建立金属壳体与复合材料壳体两组发动机仿真模型,分析复合材料壳体固体发动机的结构完整性,并研究复合材料壳体的各项参数对于发动机装药和壳体的应力场的影响。分析结果表明:在温度载荷下,选用复合材料壳体的端燃装药固体发动机比选用金属材料壳体的发动机具有更好的结构完整性。随着复合材料壳体厚度的增大,装药的应力、应变值均增大,壳体的应力逐渐减小;随着复合材料壳体弹性模量增大或泊松比减小,装药的应力、应变逐渐减小,而壳体的应力、应变逐渐增大。     

充气式气动减速器的折叠方法及充气过程数值仿真

针对充气式气动减速器难以建立折痕有序、径向压缩的折叠模型,本文提出了分割映射折叠方法。首先基于分割映射技术得到分割展平面;其次通过矩阵变换将分割展平面转换为连续的几何折叠模型;最后,采用初始应力修正了建模过程中的模型误差,降低了充气过程中的应力集中和网格畸变问题。数值结果表明：充满的单圆环的表面积和体积误差仅为1.8%,验证了本文折叠方法的高精度;充气式气动减速器的初始和充满外形与实验外形一致,展开过程稳定、有序,说明该方法的可靠性和适用性。本文折叠方法适用于任意旋转曲面的多维压缩和有序折叠,提高了曲面展开数值仿真的精确度和稳定性。     

铝合金联装架焊接残余应力和变形数值模拟

基于SYSWELD有限元分析软件,以某新型战术型号铝合金联装架为产品对象,选取支撑框配对组件、弹位组件和立方体组件为典型结构件进行焊接残余应力和变形数值模拟,以期表征铝合金联装架焊接过程的残余应力分布和变形趋势。结果表明:焊缝及其附近热影响区的Von-Mises应力较高,甚至超过了5A06铝合金材料的常温屈服强度;支撑框组件焊后最大变形出现于长矩形管中央,约为6.44 mm;弹位组件的焊接变形整体表现为凹向三维结构内腔,焊接变形也多集中在长矩形管上,最大变形约为5.21 mm。另外,采用对称分散焊过程产生的焊接变形量小于逐条焊缝焊接过程,但焊接残余应力趋势则相反。