飞机整体翼梁结构断裂特性分析研究

研究飞机整体翼梁结构的损伤容限特性,采用ANSYS有限元分析软件,计算不同结构参数下应力强度因子,并根据最大拉应力理论确定裂纹扩展轨迹.分别讨论裂纹按照直线轨迹扩展和按照最大拉应力理论确定的轨迹扩展对应力强度因子的影响,并进行了分析比较.研究了整体翼梁结构腹板厚度及止裂筋条结构参数变化对应力强度因子及裂纹扩展轨迹的影响.     

民机飞行管理系统建模与仿真实现

飞行管理系统的建模与仿真在民机飞行模拟器的研制中具有重要意义。研究了飞行管理计算机系统(FMCS)的建模。FMCS的功能通过飞行管理计算机(FMC)和控制显示组件(CDU)实现。基于Visual C 编译环境开发了CDU操作界面,可进行数据输入与飞机状态监控。建立了FMC的导航数据库和性能数据库,规划了飞机水平飞行轨迹,完成了侧向飞行控制。最后基于飞行手册给出的飞行剖面数据设计了次优垂直轨迹。仿真结果表明,水平轨迹规划算法切实有效。     

低动压着舰状态下飞机的操纵特性研究

低动压着舰状态下飞机的操纵特性下降,导致轨迹角不能跟踪姿态角的变化,从而对着舰安全造成严重影响。首先通过剖析历史上已有的观点,提出研究低动压状态飞机轨迹角响应问题时应全面考虑速度稳定性、轨迹稳定性和机动性。其次对两种动力补偿系统进行了分析,其中速度恒定动力补偿实际上对应速度稳定性和轨迹稳定性,而迎角恒定动力补偿兼具速度稳定性、轨迹稳定性和机动性增强。最后的仿真证实,考虑速度稳定性、轨迹稳定性和机动性的迎角恒定动力补偿是全面的、可行的。     

推力矢量飞机控制系统设计与仿真研究

针对某型推力矢量飞机提出了一套控制方案,较好地将理论与工程实践结合起来,解决了飞机在全包线范围内的飞行控制问题。该控制方案包括常规机动控制器、大迎角超机动控制器、控制分配器及轨迹跟踪控制器等几个主要环节的设计,完成的控制系统满足全包线飞行品质的要求,可实现对大机动轨迹的精确跟踪。最后,对此综合控制系统进行数字仿真并给出部分仿真结果,结果表明所提出的飞行控制系统设计方案是成功的。     

基于UG的超声波磁流变复合抛光面形误差修正方法研究

基于UG\CAM生成非球面的抛光轨迹,利用UG\Post Builder开发了针对超声波磁流变复合抛光装置的后置处理器,自动生成抛光非球面的NC代码;构建了集成仿真与验证(ISV)系统,对加工过程中机床运动的正确性进行仿真验证;将生成的NC代码和驻留时间相结合,控制抛光轨迹上各点的驻留时间,实现抛光工具在工件表面材料的确定性去除。经实验验证,一次加工后工件表面的峰谷值PV由73.8nm降到43.7nm。     

多机器人协调操作系统实现飞机大型部件对接的轨迹规划

研究多机器人协调操作系统在飞机大型部件对接中的应用,提出了基于多个三坐标直角机器人协调操作的大型部件找正、对接系统的轨迹规划方法.根据大型部件对接的工艺特点,建立了对接部件和机器人个体之间的坐标转换关系.在机器人系统的运动学模型以及逆运动学算法的基础上,利用多机器人协调操作系统的冗余驱动特性,综合考虑载荷约束、驱动力约束和驱动速度约束等因素,制定大型部件找正、对接过程中的机器人的轨迹规划策略.     

RBCC飞行器爬升段轨迹设计方法

 火箭基组合循环（RBCC）的发动机推力与飞行轨迹相互影响,导致飞行器轨迹设计与发动机性能分析存在耦合作用。对RBCC飞行器爬升段的轨迹设计方法进行研究,提出了基于马赫数-动压参考曲线的轨迹设计方法。对非均匀有理B样条(NURBS)曲线进行了定义补充,以用于描述具有任意形状的马赫数-动压参考曲线,并对参考曲线的各控制参数选取方法进行了研究;建立了基于二分法求解迎角并实现轨迹方程求解的算法流程。利用提出的轨迹设计方法对空中载机发射的RBCC飞行器进行了爬升段轨迹设计与分析,计算结果表明：(1)马赫数-动压参考曲线法考虑了发动机性能与飞行轨迹的耦合作用,能够适用于RBCC飞行器爬升段的轨迹设计;(2)引射模态低速段（Ma<2.0）消耗的推进剂质量超过爬升段的50%以上,是发动机性能优化的关键;(3)引射模态推进剂流量最大值与最小值之比达到了6.3;(4)当飞行马赫数达到1.7后引射模态下的来流空气冲压作用超过了一次火箭的引射作用,在保证空气捕获方面占主导地位。     

小推力深空探测轨道全局优化设计

 针对小推力深空探测四维轨道优化设计,给出了一种组合优化算法,采用该算法基于二体模型进行了深空探测四维轨道全局优化。该组合优化算法由动态规划算法、静态参数优化算法与共轭梯度算法组成。动态规划算法和静态参数优化算法用以选择最优的发射窗口、返回窗口及相应的近似飞行轨道;基于该近似轨道方案,采用共轭梯度算法（解决两点边值问题）求解精确的最优轨道。通过大量的数值仿真计算,得到了航天器的全局最优飞行轨道,及相应的最优发射窗口与返回窗口。数值仿真结果表明,该组合优化算法对深空探测轨道优化具有良好的通用性和工程运用价值。     

中继卫星跟踪航空器的星间天线指向控制算法研究

针对中继卫星应用于航空飞行器类目标的跟踪,研究了中继卫星跟踪航空器的星间天线指向控制问题。在考虑中继卫星捕获跟踪系统工作特点和航空器飞行特点的基础上,完成了基于航空器预定航迹的中继卫星星间天线跟踪指向控制算法,通过采用分段拟合方法和有约束的最小二乘算法,实现了航空器跟踪弧段内星间天线稳定的高精度指向控制。进行了航空器某预定航迹的跟踪控制计算,仿真算例表明了该指向控制算法的有效性。     

机翼对自转旋翼机纵向稳定性的影响简

 为了研究机翼对自转旋翼机纵向稳定性的影响,针对某复合式自转旋翼机,建立了基于状态空间法描述的非线性全量方程数学模型。该模型包含自转旋翼、机身、螺旋桨、机翼和尾翼的气动模型、动态入流模型和稳定性分析模型。运用该模型对比研究了样例自转旋翼机和样例复合式自转旋翼机的纵向稳定性。研究结果表明：机翼的增加对于浮沉模态和短周期模态稳定性是有利的;对于旋翼转速模态稳定性是不利的,在设计复合式自转旋翼机时可以考虑增加旋翼桨尖配重来提高此模态的稳定性。机翼的纵向位置对自转旋翼机的纵向稳定性有显著影响。在机翼纵向位置能满足配平约束条件下,机翼纵向位置越靠后,迎角稳定性越好,但旋翼转速稳定性越差。在设计复合式自转旋翼机时,机翼纵向位置的选择要综合考虑这两个因素进行折中。