基于DEFORM-3D的自封铆接工艺研究

铆接工艺参数对自封铆接干涉量产生重要影响。采用有限元仿真软件DEFORM-3D,以2117-T4材料、直径4mm的半圆头自封铆钉及2024-T3材料的铝板为研究对象,分析自封铆接的3个主要工艺参数钉孔直径、顶铁形状及压铆力对铆接质量的影响。仿真结果表明,钉孔直径范围在4.01~4.02mm,采用凹槽顶铁及较大的压铆力会增加铆接干涉量,提高铆接件的密封性能。     

基于联合k/n(G)模型的DIMA系统可靠性建模与分析

针对分布式综合模块化航空电子（DIMA）系统的动态重构特性,分析了动态重构策略及重构过程,构建了面向DIMA系统的联合k/n（G）可靠性模型。以驻留于DIMA系统的综合显示功能为例进行了实验分析,讨论了系统重构过程可靠度与时间变化关系,给出了利用一般k/n（G）可靠性模型建模的可靠度变化曲线,通过对比分析验证了联合k/n（G）模型的适用性和合理性;通过参数敏感性分析,观察不同模块配置参数对系统可靠度的影响,得出相关结论,为提高DIMA系统动态重构过程的可靠性和优化资源配置提供指导。     

多目标约束的精锻叶片几何重构优化算法

新型航空发动机已部分采用精密锻造工艺提高叶片的制造精度和效率。然而,精锻后的叶身型面与设计模型存在几何偏差,导致依据设计模型加工后的进/排气边与精锻的叶身型面不能很好地匹配。为了解决该问题,提出一种面向精锻叶片自适应加工的几何重构方法。首先,建立基于公差约束配准的目标函数,并采用粒子群优化（PSO）算法求解目标函数。其次,提出基于叶身变形趋势预测进/排气边轮廓的光顺重构算法。最后,通过精锻叶片自适应数控加工实验对提出的方案和算法进行验证。实验结果表明,该方案可以有效重构出合格的工艺模型,满足精锻叶片的精密数控加工要求。     

进口轴向和水平投影同时可控的内收缩进气道设计

为了满足两侧进气布局高超声速飞行器乘波前体与进气道一体化设计要求,基于特征线法和流线追踪技术提出了一种进口轴向投影和水平投影同时可控的内收缩进气道设计方法。采用该方法设计了进口轴向投影和水平投影均为超椭圆的内收缩进气道并在设计点(马赫数为6.0）对其进行数值仿真验证。结果表明:进气道进口轴向投影和水平投影均符合预期设计。进气道能保持基准流场的波系结构和沿程压力分布,无黏时可以全捕获来流,喉道截面性能与基准流场基本相等。有黏时,进气道也具有较高的压缩效率,流量系数和出口总压恢复系数分别为0.96和0.56。因此,上述设计方法可行有效。      

基于鲁棒伺服LQR的结冰飞机纵向控制律重构方法

由于防/除冰系统总会出现故障或者除冰不彻底,因此仅依靠防/除冰系统实现结冰条件下的安全飞行并非完全可靠,研究结冰后飞机控制律重构对飞机操纵安全和飞行安全极其重要。针对飞机的纵向运动建立了结冰影响模型和纵向动力学模型,采用鲁棒伺服线性二次型调节器(LQR)最优控制设计了飞机结冰后空中飞行纵向控制律,模拟了飞机在俯仰姿态保持模式下遭遇不同严重程度结冰后的动态响应特性,并与常规PID控制进行对比。结果表明,所设计的控制律能够有效改善结冰飞机的飞行性能和飞行品质,准确跟踪给定的俯仰角指令,且抗干扰能力、动态性能以及鲁棒性均优于常规PID控制。为飞机结冰后的重构控制问题和自动飞行控制,提供了新的思路。     

航天器姿控系统的PD型学习观测器故障重构

针对满足Lipschitz条件的航天器姿态控制系统这一非线性系统中存在的执行器加性故障、空间干扰与测量噪声问题,提出了基于PD型迭代学习观测器的故障重构方法。该方法具有期望的鲁棒性能指标,能够在系统存在空间干扰与测量噪声情况下实现对突变故障与时变故障等故障类型的精确重构。基于线性矩阵不等式技术给出系统化PD型迭代学习观测器的设计方法,并根据Lyapunov稳定性理论对上述设计方法的稳定性条件进行了理论证明,同时利用鲁棒技术抑制空间干扰与测量噪声对执行器故障重构的影响,通过线性矩阵不等式工具箱求解观测器参数矩阵。最后,将该方法应用到航天器姿态控制系统中,仿真结果证明了该方法的有效性。     

IMA平台重构中的人素和安全性研究

综合模块化航空电子(IMA)是一种建立在分布式计算环境之下的可以实现软硬件分离的架构,它可实现硬件模块应用的动态软件分配。即,IMA系统可以根据功能性和资源可用性来选择不同的配置。本文主要关注了IMA重构中涉及到的安全性及人素问题。解析了重构的过程以及人素与自动化方面的技术。事实证明,某些情况下安全有效的配置需要具备故障识别、安全要求、任务调度及资源分配限制以外的知识。并且平台的安全性设计还取决于人机系统是否实现了最佳结合。     

隔板截面造型对超声速膨胀器流场及性能的影响

采用三维雷诺平均N-S方程和标准k-ε湍流模型,在设计工况下对3种隔板截面形状的超声速膨胀器的三维流道流场进行了数值研究.结果表明:矩形截面形状的超声速膨胀器近吸力面区域气流速度大,斜激波之后流动损失低,等熵绝热效率较高;正梯形截面形状的超声速膨胀器出口平均绝对马赫数、静压比以及膨胀比大,综合性能相对最优;角区附面层分离、回流形成的低速气流团以及斜激波所导致高速气流的增压过程是出口流动损失的主要来源;优化隔板沿径向的结构,超声速膨胀器的综合性能有望进一步提高.      

扑翼飞行器平面形状对气动力的影响研究

为了了解扑翼飞行器在扑动过程中的气动力,采用非定常涡格法模拟扑动过程中的气动力计算,得到了刚性扑翼在扑动周期内气动力的变化及尾涡的形态。在此基础上,研究了扑翼的周期平均气动力随扑动频率、幅度、迎角及来流速度的变化关系,并进一步研究了不同的机翼平面形状对气动力的影响。计算结果表明,迎角和扑动频率的增大能够增加扑翼的升力,不同翼面形状的扑翼在升力特性及推力特性方面具有不同的优势。     

面向自适应加工的精锻叶片前后缘模型重构

针对精锻叶片前后缘数控加工在加工边界出现"台阶"等问题,提出面向自适应加工的模型重构方法。首先,根据精锻叶片的特点给出前后缘加工工艺方案。其次,根据工艺方案建立在机测量模型并进行路径规划。在此基础上,依据前后缘实际几何型面参数以及理论模型各截面前后缘圆弧圆心和半径允差,提出重构模型圆弧圆心及半径搜索算法;根据各截面的测量点拟合线、理论截面线以及搜索的圆弧圆心和半径,建立重构前后缘模型。最后,通过对比重构模型与理论模型的偏差以及数控加工试验证明该方法能够有效地减小锻造叶片叶身实际型面与前后缘在衔接处的"台阶"缺陷问题,为复合制造工艺背景下精锻叶片前后缘加工成型提供依据。