一种实时分区操作系统的多余度同步调度方法

随着机载航空电子系统综合化水平的进一步提高,安全关键的多余度控制系统也开始利用时空隔离的多分区环境集成多样化应用,从而产生了对多分区、多任务同步调度和确定性序列化调度的需求,因而分区操作系统需要提供时间确定性更高的调度模型和多余度同步调度能力。提出一种“弹性同步时间+固定主帧时间”的多分区调度同步机制,以及“前台周期任务+后台非周期任务”分区内任务调度模型,解决现有分区调度算法缺乏多余度间的弹性同步机制,以及分区内第二级调度缺乏确定性的执行序列和执行时机的问题。     

基于优先级的航班时刻弹性优化

针对机场时刻分配效率低、滥用、航班延误等问题,结合航班在起飞和降落运行过程中造成机场与空域关键节点拥堵的严重情况和其他属性,建立航班运行优先级,提出了最少筛选调整航班的方法。考虑为时刻协调提供灵活性,满足不同层级需求,建立考虑优先级的最小化总偏移航班时刻弹性优化模型,设计出高效的最优化算法并且使用MATLAB工具箱进行求解。以浦东机场冬春航季典型日计划为例检验模型和算法的有效性,优化后的航班时刻表能够很好地满足航空公司偏好,生成多解也能够为时刻协调员提供多个辅助决策方案。     

基于零点配置的分力合成主动振动抑制方法研究(英文)

The component synthesis active vibration suppression method （CSVS） can be applied to suppress the vibration of flexible systems. By this method, several same or similar time-varying components are arranged according to certain rules along the time axis. The synthesized command can suppress the arbitrary unwanted vibration harmonic while achieving the desired rigid body motion. The number of the components increases rapidly when the number of harmonic vibration is growing. In this article, the CSVS based on zero-placement technique is used to construct the synthesized command to suppress the multi-harmonics simultaneously in the discrete domain. The nature of zero-placement method is to put enough zeros to cancel system poles at necessary points. The designed synthesized command has equal time intervals between each component and which is much easier to be implemented. Using this method, the number of components increases linearly with the increasing of the number of being suppressed harmonics. For the spacecraft with flexible appendages, CSVS based on zero-placement is used to design the time optimal large angle maneuver control strategy. Simulations have verified the validity and superiority of the proposed approach.     

利用气动弹性的柔性振翼模型建立及分析(英文)

Making use of modal characteristics of the natural vibration of flexible structure to design the oscillating wing aircraft is proposed. A series of equations concerning the oscillating wing of flexible structures are derived. The kinetic equation for aerodynamic force coupled with elastic movement is set up, and relevant formulae are derived. The unsteady aerodynamic one in that formulae is revised. The design principle, design process and range of application of such oscillating wing analytical method are elaborated. A flexible structural oscillating wing model is set up, and relevant time response analysis and frequency response analysis are conducted. The analytical results indicate that adopting the new-type driving way for the oscillating wing will not have flutter problems and will be able to produce propulsive force. Furthermore, it will consume much less power than the fixed wing for generating the same lift.     

基于单胞代理模型的热弹性点阵结构优化方法

三维点阵材料是一种具有多尺度特性的新型轻质多功能材料，其有千变万化的微结构和高孔隙率，通过设计其细观尺度特征可以获得优良的宏观性能。为了发挥材料与结构的最大设计潜力，提出一种热弹性点阵结构优化方法。在材料细观研究尺度上，实现了三维点阵材料等效热弹性性能预测，利用周期性边界条件下的代表体元法进行数值求解，利用径向基函数代理模型构建细观结构和宏观材料性能的数学关系，并进行了预测误差验证，证明了所提方法具有良好的精确度。在结构宏观研究尺度上，建立了以等效材料填充的结构优化模型，考虑了热力载荷作用，以单胞等效性能代理模型作为材料插值模型，提出最小应变能热弹性点阵结构优化数学模型。在典型三维算例中得到了细观结构变密度分布的优化结果，结构热刚度在一定体积约束下显著提高，证明了所提方法的有效性。     

纳观尺度下非线性断裂问题的原子J积分方法研究

在宏观尺度非线性断裂力学研究中，J积分是一个至关重要的参数，表征了裂尖奇异应力场的强度。然而，当材料尺寸减小至纳观尺度时，已有研究表明连续介质断裂力学框架下的J积分准则将不再适用。在此前提下诞生了原子J积分的概念。通过考虑纳观尺度下的裂纹面非零应力，本文建立了含裂纹面线积分项的等效区域积分形式原子J积分公式。通过引入分子静力学模拟，本文在J积分计算中使用了原子结构的真实应力场和位移场，并采用新的积分方案以解决离散非均匀应变系统位移梯度的定义问题。一系列算例证明了原子J积分方法在连续介质断裂力学已发生失效的极小尺度下仍具有有效性。     

面向飞行器快速开发的半数字化伺服弹性试验方法研究

针对典型伺服弹性试验产品齐套与试验周期均较长，获取伺服弹性参数的时间点在研制阶段相对滞后的现状，提出了一种面向飞行器快速开发的半数字化伺服弹性试验方法。首先给出了低产品需求伺服弹性开环试验方法与基于数据的飞行器伺服弹性参数获取方法，该方法相对于典型的伺服弹性开环试验方法减少了试验软硬件产品需求。之后，在开环伺服弹性试验结果基础上，给出了考虑气动力影响的数字化闭环伺服弹性试验方法。提出的方法面向飞行器工程研制，兼顾成本、进度与准确性，适用于飞行器快速研制。     

离轨帆弹性桅杆力学性能分析

采用有限元分析软件ABAQUS分析弹性桅杆几何参数对其力学性能的影响,为离轨帆弹性桅杆设计提供一定的理论依据。结果表明:增加壳体厚度、保持弧长不变,减小曲率半径以及增大壳体截面圆心角都能有效提高离轨帆自动展开能力及弹性桅杆支撑刚度;弹性桅杆的弯曲内部应力只与材料属性、曲率半径、缠绕半径以及壳体厚度有关;曲率半径减小、壳体厚度增加都会增大弹性桅杆的弯曲内部应力,有可能会导致弹性桅杆在缠绕时发生塑性变形。因此,在对弹性桅杆设计时,需综合考虑弹性桅杆几何参数对其展开能力以及缠绕性能的影响。     

波阵风中的弹性飞机动力学建模与仿真

爆炸产生的波阵风以超声速或声速传播，且携带了高能扰动能量，它会对飞机产生显著的扰动作用甚至破坏作用。本文阐述了爆炸波阵风的模型，定义了波阵风与飞机的作用方法。将波阵风对飞机的作用折算为下洗效应，采用亚声速偶极子格网法，推导了波阵风对飞机的非定常激励力计算公式，基于此建立了波阵风中的弹性飞机动力学模型，提出了波阵风中的弹性飞机动响应仿真流程。数值仿真结果表明：波阵风激励力计算方法有效，能满足工程实践需求；在质心处，弹性飞机与刚体飞机的动响应差异不大；在翼尖区域，由于气动弹性效应，弹性飞机与刚体飞机的动响应结果有显著差别；波阵风的激励能量主要集中于1 Hz以下，在构建弹性飞机动力学模型时可以忽略振动频率比较高的弹性模态。