基于实时信息的飞机部装车间物料配送框架

飞机部件装配车间在物料配送过程中存在提前送料、被动领料的情况,容易导致库存压力大、生产信息滞后、物料配送响应慢的问题。随着信息化、物联网技术的不断发展,MES、ERP、PLM、RFID和条形码等技术在飞机部装车间得到应用产生了大量的实时信息,为实现飞机部装车间物料配送在正确的时间以正确的形式送达正确的生产工位提供了可能。通过分析飞机部件装配物料配送过程的特点,建立了基于实时信息的飞机部件装配车间物料配送框架,阐述了基于实时信息的飞机部件装配车间物料配送运行过程,设计开发了飞机部件装配车间物料配送系统,并以某飞机中机身装配车间为例验证了该框架的可行性和有效性。     

化学非平衡流动解耦算法的回顾与新进展

超声速化学非平衡流动的数值模拟一直是计算流体力学领域的难点,主要体现在如下几个方面：物理过程非常复杂,存在着激波、燃烧波等各种复杂波系的相互作用;超声速化学非平衡流动属于典型的时空多尺度物理问题,其控制方程存在严重的刚性,给数值求解带来了很大困难。对国内外的解耦算法研究现状简单综述后,主要介绍1993年刘君提出的解耦算法的理论基础,流动方程采用冻结流模型,源项方程模拟流体微团在当地绝热、定容的热力学系统内发生的化学反应过程。通过引入两个中间变量,即等效内能和等效比热比,将与温度无关的生成焓从流动方程组能量项中分离出去,源项方程组中包含等效内能,使用不同算子对流动方程和源项方程解耦求解。与传统解耦算法相比,源项方程的求解过程中包含状态参数和组元同时变化。结合刘君解耦算法机理和有限体积法空间平均特性,介绍近期在提高算法计算效率方面的研究进展,包括流动方程优化算法和耦合过程优化。采用优化算法对经典的激波诱导燃烧算例进行数值模拟,与不同文献结果进行对比,验证了优化算法的时空精度。通过总结经验发现化学非平衡反应仅发生在流场局部区域,提出质量生成率判据,结合相应模拟结果验证了方法的可行性,可以进一步提高化学反应算子的计算效率。     

空间翻滚非合作目标消旋技术发展综述

大量残存太空的空间垃圾对在轨运行航天器的安全构成严重威胁,对其进行主动移除已迫在眉睫。火箭末级、失效卫星等非合作目标已失去姿态调整能力,且长期在失控状态下运行,受太阳光压、重力梯度等摄动力矩及失效前自身残余角动量等因素的影响往往会出现翻滚运动。对翻滚非合作目标直接捕获存在碰撞风险,为降低风险系数采取消旋后再捕获是较为合适的方式。在对火箭末级、失效卫星等典型非合作目标运动形式及消旋过程进行分析的基础上,综述了目前国内外所提出的接触式及非接触式消旋方法,并对非合作目标翻滚运动测量及动力学参数辨识和消旋控制这两项消旋共性关键技术进行了归纳总结。本综述将为中国空间碎片主动清除技术的发展提供有益参考。     

多机构比对融合的分布式InSAR编队星间基线确定

星间基线高精度确定是分布式干涉合成孔径雷达（InSAR）系统完成科学任务的重要保证,受星载全球定位系统（GPS）接收机连续跟踪弧段短、个别弧段共视GPS卫星个数少或模糊度固定成功率低、频繁轨道机动等因素影响,分布式InSAR高精度基线确定仍有不可靠的风险。通过多机构产品互比来识别基线精度较差的时间段,降低不可靠风险,并通过多机构产品融合进一步提高基线精度。选用重力反演与气候实验（GRACE）卫星数据进行实验,国防科技大学（NDT）和西安测绘研究所（CHS）采用不同的基线处理软件和简化动力学策略,保证了各自的基线产品具有一定的独立性。实验表明,多机构互比对可以有效识别基线精度较差的时间段,NDT和CHS的基线产品之间具有很好的一致性,互比对残差的均方根（RMS）在R、T、N方向分别为0.7、0.9、0.7 mm,二者之间没发现明显系统偏差,大约97.86%的基线三维互比对残差量级在2 mm以内。两个机构基线产品融合后发现可进一步降低基线产品中的随机波动误差,K/Ka波段测距（KBR）系统校核结果表明融合基线产品精度较NDT基线产品提高8.97%,较CHS基线产品提高29.21%。     

横向射流影响缓燃向爆震转捩过程的试验研究

为探究横向射流对缓燃转爆震过程的影响,在高为20 mm,深为6 mm,总长为810 mm的矩形通道内进行了横向射流加速起爆的单爆试验。采用甲烷和氧气的预混气为反应物,点火源为点火能量为50 mJ的弱火花塞点火。垂直于主流的横向喷射孔径为1 mm,喷射介质为与反应物同浓度的混气。试验主要研究射流延迟时间、射流位置、射流数量和射流分布形式对起爆特性的影响。结果显示,射流各喷射位置下均存在相应的最佳射流延迟喷射时间使得预混气的起爆时间最短。射流位置分别位于距点火区90、270 mm处的平行双射流和90、180 mm处的交错射流均具有最短的起爆时间,约为1 ms。     

局部催化特性差异对气动热环境影响的计算分析

高温气体非平衡效应及其壁面催化效应对高超声速飞行器气动热环境造成显著影响,是当前高超声速飞行器气动热环境预测和热防护设计的关键问题之一。考虑高温空气离解与电离等化学反应、气体分子热力学激发、流动中的非平衡效应和壁面催化效应,通过数值求解三维热化学非平衡Navier-Stokes方程和壁面处质量、能量平衡关系,完善了高温气体热化学非平衡流场有限催化气动热环境数值计算方法和计算程序,采用典型算例进行了考核验证。在此基础上,开展了不同条件下高超声速飞行器热化学非平衡流场气动热环境数值模拟,分析局部催化特性差异对气动热环境的影响。研究表明：所建立的高超声速飞行器热化学非平衡流场有限催化气动热环境数值计算方法及程序,其数值模拟结果与飞行试验、文献符合;局部催化特性差异会导致热流跳变,其热流跳变量与催化特性差异量、材料分布方式等有关;催化特性差异较大时,局部区域热流可能远远高于飞行器全表面完全催化的热流结果,此时将飞行器在全表面完全催化（FCW）和完全非催化（NCW）条件下的数值模拟结果作为实际飞行过程中表面热流的上、下限这一简化处理方式,是不可取的。     

考虑维修力量影响及载荷动态分配的k/n系统模糊可靠性分析

工程实际中,维修活动开展前往往存在一定时长的准备期,且由于环境时变性、系统长期运行后的劣化累积等因素导致部件状态性能水平存在不确定性,使得系统可靠性建模较为困难。对此,运用模糊数表征系统部件的失效转移率、修复转移率及修理工维修准备率的同时,以Power Law规则刻画部件间的故障相关关系,认为部件承担载荷超过某阈值时才会引发故障相关现象,并考虑了修理工数量与故障件数量之间关系对系统可靠性的影响,研究了载荷动态分配条件下带维修准备期的多修理工n中取k模糊多状态系统模型,建立了状态转移微分方程组,提出用逆向逐层分析的思路建立系统稳态概率系数的递推关系,应用α水平截集及Zadeh扩张原理确定了模糊状态概率的截集区间,得到了系统模糊稳态指标,最后通过算例给出了修理工数量及部件参数模糊程度对系统稳态指标的影响,验证了模型的适用性。     

剪切稀化非牛顿射流撞击液膜破碎直接数值模拟

液态射流撞击是液体火箭推进系统中广泛采用的一种燃料雾化方法,其破碎特征直接影响燃料最终的掺混及燃烧效率。采用直接数值模拟（DNS）工具,研究了低雷诺数（Re_l=41）和中等韦伯数（We_l=163）条件下剪切稀化非牛顿射流撞击液膜破碎的问题,着重分析了对角液膜的三维结构、破碎特征和非牛顿特性等。研究结果表明：在所研究的射流参数下,该非牛顿撞击液膜破碎属于Open Rim类别,破碎过程具有三维特性并伴随液丝与边缘的融合、液丝向液滴的转变等时域流动特征。液体的总表面积随时间不断增长,但单位表面积随液膜破碎的发生而下降,液膜扩张半角随时间逐渐增加并趋于恒定值43°,而后部液膜的长度几乎不随时间发生变化。此外,撞击液膜表现出明显的剪切稀化特性,液体内部最低黏性系数仅为零剪切黏性系数的1/5。     

轴向通流旋转盘腔流动换热的数值研究

为了探究旋转盘腔内的流动和换热规律,对轴向通流旋转盘腔进行了非稳态数值模拟,将计算结果与实验数据进行了对比,探究了流动不稳定性的发展过程,分析了盘腔内流动结构和盘面换热特性随旋转雷诺数的变化规律。结果表明:旋转引起的正旋涡从盘罩附近开始发展,随转速的增大而变大,挤压低半径区域的强迫对流区,最终扩展到整个盘腔,盘腔中轴面的涡对数与流动不稳定性的强度有关。上游盘和下游盘的高半径区域换热强度随转速的增大而增强,下游盘低半径区域的换热强度在低转速下由于冲击作用而较强,但该冲击作用随转速的增大而减弱,低半径区域的换热强度也就随之减弱。当旋转雷诺数增大到4.94×105时,下游盘低半径区域受到的冲击作用减小到可以忽略。     

一种双余度非相似容错计算机软件设计

非相似余度设计是容错技术的重要设计方法,在很多领域都有广泛应用,在航空领域主要应用于飞行控制系统.在非相似双机架构下分析现有且适宜的操作系统,并在此基础上构建适合机载飞控系统的底层运行框架和任务调度算法,在此框架下研究双机余度管理的关键技术.研究结果表明,所设计的软件框架与算法满足飞控系统要求.