太阳帆日心定点悬浮转移轨道设计

研究了太阳帆航天器日心定点悬浮轨道(HFDO)的转移轨道设计问题,以球坐标形式建立了太阳帆的动力学模型,基于该模型给出在日心悬浮轨道基础上实现定点悬浮的条件,提出了一种实现日心定点悬浮的转移轨道设计方法。首先,确定定点悬浮的位置;然后,设计经过该位置的绕日极轨轨道;最后,实施轨道减速实现定点悬浮,并给出了解析形式的轨道控制律。结合太阳极地观测任务,设计了定点悬浮在太阳北极1AU处的太阳帆转移轨道。仿真结果表明:该轨道转移方案总耗时3.5年,太阳帆定点到黄北极距日心1AU处,此后只要保持太阳光垂直照射帆面,即可维持稳定的悬浮状态。     

嵌入式软件测试开发环境的框架设计

采用软件设计上的复用思想,对嵌入式软件仿真测试环境进行框架的设计,可以使测试环境在不做大幅度修改的情况下适应不同的被测软件,节省设计的时间和费用.论述了由框架开发软件的过程,并把此过程应用于测试环境;对嵌入式软件仿真测试环境进行总体分析,确定了它的3个主要组成部分;归纳出作为测试环境重要组成部分的测试开发环境的基本功能,并使用专门针对框架开发的UML-F建模语言设计了一个框架;对已开发成功的测试开发环境框架,提出了具体的框架适配方案.本设计已在实际工程中得到了应用.     

大型民机双作动筒式前轮转弯操纵系统设计与仿真分析

为了提高飞机起降性能,当前飞机起落架逐步发展为采用电传操纵技术。而为了满足对低速大转角机动和大转弯力矩的要求,现代大部分大型民机都装配了双作动筒式前轮转弯系统。本文以大型民机的双作动筒式电传前轮转弯操纵系统为研究对象,针对双作动筒式前轮转弯机构设计一种随动转阀式换向阀,以满足其在死点位置时液压源换向的要求;随后基于双作动筒式前轮转弯系统对操纵控制的要求,设计了集手轮低速大角度转弯、脚蹬快速小角度转弯以及减摆功能于一体的飞机前轮操纵电液伺服系统,并建立仿真模型,进行动态仿真分析,以检验系统的各项功能。仿真结果表明,系统能够满足工程使用的要求。     

挠性航天器的鲁棒多目标姿态控制器设计

航天器挠性附件的振动难以直接测量且对航天器的姿态控制精度产生不利影响。为解决这一问题,提出一种基于观测器的鲁棒多目标姿态控制系统设计方法,借助特征结构配置的参数化方法,给出了含有自由参向量的控制器以及观测器的完整参数化形式。通过对自由参向量的多目标优化选取,使控制系统具有良好的鲁棒性和干扰抑制能力,并避免了控制输出饱和现象的发生。对一个挠性航天器的设计实例表明了方法的有效性。
     

基于S型测试工作量函数的软件可靠性增长模型

软件测试工作量随时间的变化情况对于软件可靠性增长曲线的形状具有显著影响,因此将测试工作量函数(TEF,Testing Effort Function)引入软件可靠性增长模型(SRGM,Software Reliability Growth Model)中以提高软件可靠性评估性能.分析了软件结构特征及学习因素对实际测试过程的综合影响,研究增长速率为先增后减的S型增长趋势的TEF,提出两种S型TEF,即延迟S型TEF与变形S型TEF,并提出考虑延迟S型TEF的SRGM(DSTEF-SRGM)以及变形S型TEF的SRGM(ISTEF-SRGM).在两组真实失效数据集上,进行了这两种SRGM与经典SRGM及其它考虑TEF的SRGM的对比研究.结果表明,ISTEF-SRGM的模型拟合效果最优,同时验证了该模型具有优越的软件可靠性评估性能及模型适应性.      

基于PSO算法的直接驱动阀用音圈电机优化设计

音圈电机(VCM,Voice Coil Motor)直接驱动伺服阀(DDV, Direct Drive Valve)采用VCM直接驱动滑阀阀芯,VCM的性能对DDV整体性能起决定性作用.由于VCM的几何设计参数对性能提升存在相互矛盾,需要在允许的参数空间内寻找一组最优的参数,往往需要设计者试凑多次.在介绍VCM原理和结构的基础上,分析了各设计参数对性能的影响.定义了针对DDV应用需求的VCM优化目标函数,应用变惯性权值和带收敛因子的改进粒子群优化(PSO, Particle Swarm Optimization)算法在设计约束的多维参数空间内进行VCM优化,得到满足设计约束的最优设计参数,表明PSO算法在类似应用中具有较强工程应用价值.      

机翼结构有限元的快速建模及自动化调整

为提高总体设计的质量和效率,研究了在OpenCADS(Open Conceptual Aircraft Design System)这一按照面向对象方式进行数据组织的计算机辅助飞机总体设计系统中进行飞机机翼结构有限元快速建模及自动化调整的措施.提出了采用梁单元和壳单元进行概念设计中机翼结构有限元的等效处理方法,定义了以翼肋为标定的结构有限元节点及各单元的编号规则,设计了相关的数据类组织与应用逻辑,以此为基础实现了机翼结构有限元模型的自动化调整,为概念设计阶段进行多学科设计优化奠定了基础.通过设计实例及其应用验证了方法的有效性和可靠性.      

对象驱动的软件测试性度量

为了使用统一的方式度量各种软件的测试性,降低测试性度量的难度和费用,提出一种对象驱动的软件测试性度量方法. 方法基于一个由测试性度量、易测试特性度量、测试性因素度量及其关系构成的软件测试性度量框架,首先分析度量的对象,确定对象的类型、对象所属软件的类型和测试情况;然后根据软件的类型和测试情况,从度量框架中选取匹配的元素,构造一个专用的软件测试性度量框架;最后根据度量对象的类型,使用专用软件测试性度量框架中的元素计算测试性因素、易测试特性或测试性. 应用表明方法能够得到软件测试性的定量结果,预计测试资源,为软件测试提供帮助.      

高超声速飞行器后体/尾喷管优化设计

结合试验设计方法、替代模型技术和遗传算法构建一套改进的优化方法,并将其应用于高超声速飞行器后体/尾喷管的一体化设计.在构建优化方法时,针对替代模型采用渐近全局策略提高精度;针对遗传算法,采用实数编码、多目标定级排序和改进小生境技术.在后体/尾喷管的一体化设计应用中,结合高精度的计算流体力学(CFD,Computational Fluid Dynamics)求解,以两个设计点的推力和升力为目标,以力矩为约束,得到优化问题的Pareto最优前沿面,优化结果在综合性能方面有很大提升.该优化方法可进一步推广应用于更复杂的优化设计当中.      

富氢/富氧燃气同轴双剪切气-气喷嘴性能仿真分析

为研究富氢/富氧燃气同轴双剪切气-气喷嘴设计参数对燃烧性能和燃烧室热载的影响,采用正交试验设计方法对这些参数进行组合,数值模拟单喷嘴燃烧室流场,并以燃烧长度、燃烧室壁面和喷注面板处平均燃气温度为指标评价燃烧性能和热载.结果表明:燃氧速度比对燃烧性能和燃烧室热载影响最显著,中心氢流量比例对燃烧室热载影响非常显著,氧压降比对喷注面板处燃气平均温度的影响也很显著,而喷嘴出口壁厚对喷嘴性能影响不明显.燃氧速度比和氧压降比的交互作用对喷嘴性能有一定影响,而其他设计参数之间的交互作用对喷嘴性能影响非常小.最短燃烧室长度为117.9mm,最低壁面燃气温度及面板燃气温度分别为1637.7K和806.6K.