一种新的基于ANSYS的机翼挠曲变形建模方法

针对传递对准中机翼挠曲变形建模方法适用性差的问题,提出了一种基于有限元分析的不同挂点处弹载子惯导系统的机翼挠曲变形建模方法。以柔性较大的大展弦比机翼为研究对象,建立了薄蒙皮、双翼梁、多肋板式机翼模型。通过绕流分析得到的机翼上、下表面压力分布云图,在此基础上对机翼结构进行气动载荷的加载。根据ANSYS瞬态动力学分析,获取了机翼挠曲变形角的随机过程序列,并利用AR(n)模型代替ARMA(p,q)模型进行建模。采用一种改良卡尔曼滤波算法对模型参数进行估计,并利用信息准则对模型的适应性进行检验。根据参数辨识的结果,最终得到了机翼的挠曲变形模型。     

热塑性定型剂对干铺丝-RTM工艺及力学性能影响

为了研究热塑性定型剂的添加对干铺丝-树脂传递模塑（RTM）工艺的影响,采用PA-6作为热塑性定型剂,通过T-剥离确定定型剂的质量分数,结合试验和工艺仿真,研究了定型剂对预制体面内渗透率的影响,并对其充模过程进行工艺仿真和分析,在此基础上研究了定型剂对环氧复合材料制品层间性能及韧性的影响。渗透率试验和仿真结果表明:加入定型剂后,纤维预制体的沿纤维和垂直纤维的面内渗透率分别降低了55.5%和52.0%;工艺仿真结果与试验结果一致,不同渗透长度下的注胶时间偏差均小于10%。力学性能试验结果表明:加入热塑性定型剂可显著提升环氧树脂复合材料的韧性,Ⅰ型和Ⅱ型层间断裂韧性分别提高了89.3%和54.1%,冲击韧性提高了18.7%,复合材料的层间剪切强度降低了23.6%。      

固体火箭发动机壳体复合裙RTM成型技术

树脂传递模塑工艺(RTM)可实现复合材料承力构件高表面质量净尺寸成型。以A配方为树脂基体、3K缎纹碳布为增强材料,采用RTM工艺制备了固体火箭发动机壳体复合裙。分析了A配方的RTM工艺特性及树脂浇铸体性能,介绍了复合裙注射模具和注射设备,讨论了RTM工艺参数及复合裙材料性能。结果表明:RTM复合裙纤维体积分数达54. 5%,联合载荷(轴压+弯矩)条件下轴压达748 kN,弯矩达94 N·m;纯轴压载荷达1 062 kN,纯弯矩载荷达143. 1 N·m,壳体复合裙整体强度高,满足设计和使用要求。     

考虑时空基准差异的传递对准算法研究

给出了一种考虑时空基准差异的传递对准算法.该方法在构造传递对准量测时,将剩余时空配准误差增广为状态向量,建立了包含不同步时间、杆臂向量在内的传递对准模型.计算机仿真结果表明,对时空配准剩余误差进行建模补偿能够改善传递对准的性能.在要求快速高精度对准的情况下,考虑主子惯导时空配准剩余误差是必要的.     

基于观测器与前馈控制技术的动态转台 控制实验研究

基于前馈控制技术对动态转台进行控制研究,分析了PID 控制在动态转台 控制中对于响应带宽提高的缺点。通过实验与Matlab 结合辨识了开环系统模型,并与实 际数据进行了比对。建立了系统状态观测器,并设计了基于观测器与前馈控制结合的控制 器,证明了观测器与控制器的稳定性。最后通过实验证明了观测器与控制器的有效性。     

一种超声速状态下机载推进系统模型的建模方法

为了满足机载航空推进系统模型对精度、实时性及数据存储量的苛刻要求,提出了一种机载模型建模方法.对传统的机载稳态模型建立过程中使用的相似准则进行了充分讨论,得出了一种具备更高建模精度的相似准则.在新的相似准则基础上,建立了包含泰勒展开式中非线性2阶项的高精度稳态变量模型,有效解决了分段线性稳态变量模型在大包线、变状态条件下精度难以保证的问题;为了解决超声速状态下安装推力与发动机净推力差别较大的问题,建立了考虑外流特性的简化进气道模型,给出了一种计算安装推力的方法,即由简化发动机模型计算安装推力中符合相似准则的部分,由进气道模型计算溢流阻力、放气阻力及发动机推力中不符合相似准则的部分.仿真结果表明:基于新的相似准则所建立的机载模型具有大包线、变状态适应性,输出参数误差均在0.5%以内.      

考虑流固耦合作用的一维供应管路-喷嘴系统动力学特性

为了更加深入地研究供应管路-喷嘴系统的动态特性,在喷嘴动力学理论的基础上,建立了考虑供应管路流固耦合作用的传递矩阵组合计算模型。针对三种典型液体火箭发动机喷嘴与一维供应管路组成的系统,开展了两端固定边界的系统动力学特性数值模拟。结果表明:管路结构谐振与管内流体谐振所导致的喷嘴出口位置流体速度振荡量级相当,管路流固耦合作用对系统动态特性的影响不能忽略;管路结构谐振是造成其固定位置应力的频率响应幅值较高的主要因素;当流体与结构的谐振频率接近时,会产生一个大带宽、高幅值的应力耦合振荡区间,随着管壁厚度的增大,耦合振荡的带宽也随之增大;对于文中算例,流固耦合作用对流体谐振造成的系统振荡具有约5%的降频作用。     

液体火箭发动机充液导管流固耦合动力学特性

为了深入研究流固耦合（FSI）作用对液体火箭发动机充液导管频率特性的影响,采用传递矩阵法(TMM)建立了空间导管流固耦合动力学计算模型.针对真实发动机导管开展了传递矩阵模型与传统基于附加质量的有限元(FEM)（非耦合）模型仿真计算以及模态试验验证,比较了管径、壁厚等结构参数对导管流固耦合作用的影响.结果表明:在流固耦合作用下,导管各阶谐振频率减小、而对应的流体振荡与结构振动幅值增大.管径对导管低阶频率特性的影响较壁厚对其影响更大.对于该算例,当管径大于设计值30%后,耦合作用引起的1阶频率误差高于10%,此时流固耦合不能忽略;而壁厚对1阶谐振频率的影响则小于8%.      

非对称结构损伤飞机鲁棒容损控制器设计

当飞机发生非对称结构损伤时,飞机的质量、重心位置和气动特性都会发生突变,飞机机体的对称性遭到破坏,致使飞机的横纵向间运动产生强烈的耦合。针对飞机发生非对称结构损伤时导致的飞行控制问题,建立了非对称结构损伤飞机的损伤模型,并基于一种新型鲁棒容损控制策略,采用非线性扩张状态观测器和非线性动态逆相结合的方法,对飞机的姿态控制器进行了设计,兼顾了飞机系统的性能和对损伤的鲁棒性。最后,基于NASA的通用运输机模型,对所设计控制器的控制效果进行了仿真验证。仿真结果表明,设计的姿态控制器有效地抑制了非对称结构损伤给飞机控制系统带来的不确定性和扰动,具有较好的控制性能。     

基于深度学习的航空器异常飞行状态识别

飞行设备快速存取记录仪(Quick Access Recorder,以下简称QAR)保留了原始航班各类重要飞行参数在内的航行信息,使研究分析航空器实时状况和保障飞行质量成为可能。针对QAR数据高维大样本的特点,在如今大数据背景下,除了传统机理建模分析航空器飞行状态外,采用深度学习的方式建立基于数据驱动的航空器飞行状态识别模型,理论与实用意义兼具。通过对真实QAR飞行数据的研究,开发了基于深度稀疏受限玻尔兹曼机的异常飞行状态识别程序。首先利用小波降噪技术对原始飞行数据进行预处理清洗,在一系列典型飞行参数上提取经典时域特征以及小波奇异熵等信息熵特征构成特征集。在此基础上,分别利用经典的线性主元分析技术和深度稀疏玻尔兹曼机对特征集进行有效降维,最后采用四折交叉验证方式,通过高斯过程分类器实现对飞行状态的辨识。实验结果显示,基于深度受限玻尔兹曼机-高斯过程分类的飞行状态识别具有较高分类准确性。