Adaptive Integral-type Sliding Mode Control for Spacecraft Attitude Maneuvering Under Actuator Stuck Failures

A fault tolerant control (FTC) design technique against actuator stuck faults is investigated using integral-type sliding mode control (ISMC) with application to spacecraft attitude maneuvering control system. The principle of the proposed FTC scheme is to design an integral-type sliding mode attitude controller using on-line parameter adaptive updating law to compensate for the effects of stuck actuators. This adaptive law also provides both the estimates of the system parameters and external disturbances such that a prior knowledge of the spacecraft inertia or boundedness of disturbances is not required. Moreover, by including the integral feedback term, the designed controller can not only tolerate actuator stuck faults, but also compensate the disturbances with constant components. For the synthesis of controller, the fault time, patterns and values are unknown in advance, as motivated from a practical spacecraft control application. Complete stability and performance analysis are presented and illustrative simulation results of application to a spacecraft show that high precise attitude control with zero steady-error is successfully achieved using various scenarios of stuck failures in actuators.     

复合材料层压厚板接头失效分析研究

随着复合材料在航空工程中的广泛应用,需要对复合材料结构的强度问题进行探究,而国内对复合材料层压厚板接头的失效模拟与分析方法研究较少。为此,以复合材料厚板接头为研究对象,基于三维渐进失效分析方法,选取合理的本构关系、失效准则、材料退化模式,并利用Fortran语言编写Umat子程序完成渐进失效方法的应用实现。通过对比复合材料层压厚板接头静强度试验和计算结果,表明本文所采用的三维渐进失效分析方法计算得到的应变-载荷数据与试验结果基本相符,即本文方法能够较好地模拟层压厚板接头的拉伸破坏过程,且可实现变参迭代计算,可为复合材料厚板接头结构的优化设计提供参考。     

竞争风险模型下变环境的发动机叶片可靠性分析

针对航空发动机转子叶片的恶劣工况导致其存在多种故障模式,各种故障的失效与使用环境紧密关联,给航空发动机转子叶片的可靠性分析或风险控制带来了难度这一问题,从转子叶片的磨损和裂纹两种主要故障模式特点出发,研究了变环境下的转子叶片磨损故障模型和疲劳裂纹故障模型,提出了一种基于竞争风险模型的转子叶片可靠性分析方法,并给出了求解算法;以某高压涡轮转子叶片为例进行了分析研究.结果表明:在可靠性分析中采用单个故障模型比竞争风险模型风险更大;且在竞争风险模型下,如果不考虑推力环境的影响,以不可靠度要求0.1为例,相应风险增加了33%,验证了所提方法的实用性.      

玻璃纤维增强铝合金层合板疲劳性能试验研究

纤维增强金属层板兼具复合材料和金属材料的优点,是理想的民机结构备选材料.本文对玻璃纤维增强铝合金层合板在不同应力比下裂纹萌生及疲劳裂纹扩展性能进行了试验、测试和分析,获得了不同应力比及应力幅值对疲劳裂纹萌生和疲劳裂纹扩展的影响规律,给出了纤维增强铝合金层合板(FML)在疲劳载荷作用下疲劳特性,对此类材料的设计及应用有一定参考价值.     

AZ31B镁合金电子束焊接接头疲劳裂纹扩展速率分析

对AZ31B镁合金母材及其电子束焊接接头疲劳裂纹扩展速率进行研究,测试缺口位于母材、焊缝、热影响区(HAZ)时3组试验的裂纹扩展门槛值及扩展速率,并对3种试样疲劳裂纹扩展断口进行SEM分析.结果表明:缺口位于焊缝的裂纹扩展门槛值高于母材及HAZ,且疲劳裂纹扩展速率小于母材及HAZ.AZ31B镁合金母材及HAZ疲劳裂纹扩展断口都呈现河流状花样,为准解理脆性断口;焊缝的疲劳裂纹扩展断口中有许多撕裂棱、韧窝,表现出一定韧性,断口为以脆性为主的韧-脆混合断裂;随着裂纹扩展速率增大,三者断口中的解理台阶变粗大,疲劳条带变宽.     

基于乏信息失效数据的可靠性评估方法

基于乏信息失效数据,提出了机械产品可靠性的最大熵评估模型.根据可靠性经验值公式,获得失效数据的可靠性经验值向量,并逆推出离散失效频率向量即获得统计直方图;基于区间映射的牛顿迭代方法获得具有最大熵的概率密度函数,对其积分获得失效概率分布函数,进而得到可靠性估计真值函数.仿真案例和试验案例研究证明该方法可以很好地评估已知分布的可靠性并有效地解决只有失效数据而没有概率分布任何先验信息的可靠性评估问题.在寿命给定时,最大熵方法获得的可靠性取值与已知分布获得的可靠性取值之间的差值非常小仅为3.40%.      

直升机旋翼弹性轴承失效影响分析

介绍了球柔性旋翼弹性轴承的结构特点及工作模式,从直升机球柔性旋翼的几种典型工作状态对弹性轴承进行了受力分析,分析了弹性轴承失效后对直升机安全的影响.     

复合材料螺接性能的影响因素研究

 利用有限元软件ANSYS建立了单钉双剪复合材料单拉接头的1/2模型,研究了钉孔配合、螺栓预紧力和接触面间摩擦对接头的强度等性能的影响。设计了若干实验,证明有限元模型是有效的,其计算误差控制在10%以内。有限元计算结果表明:小干涉量的过盈配合能极大地提高接头的强度,与3%间隙量相比,最优干涉量下接头强度可提高36.5%;适当的螺栓拧紧力矩也可提高接头的强度;接头中被连接板间的摩擦对接头强度也是有利的,但在一定接头尺寸条件下,摩擦力的增大有可能会改变接头的破坏模式。以上研究成果为复合材料多钉连接钉载分配均匀化的参数化分析提供了一个突破口,这也是本文后续研究的一个内容。     

铝合金振动疲劳同步测量技术研究

随着振动试验技术的不断进步,振动疲劳试验拥有了良好的试验基础,能够进行各种环境下的振动疲劳模拟试验,但目前振动疲劳的测量方法还无法满足振动疲劳试验深入研究的需求。提出铝合金振动疲劳同步测量的方法,同时采用红外监测技术、声发射技术、显微测试技术、应变测试技术等对不同加速度下的铝合金振动疲劳试样进行测量,研究各种测量参数随损伤的变化情况。结果表明:铝合金振动疲劳不同阶段应主要考虑不同的测量参数作为判断损伤的依据,声发射信号可以很好检测到铝合金振动疲劳的裂纹萌生和扩展寿命,红外测得的温升值随着加速度增大是非线性的,铝合金振动疲劳寿命依赖于结构振动频率、阻尼等参数。     

TiN/Ti强韧涂层在砂尘高速冲蚀下的失效机理

利用高速连续冲蚀试验系统,在不同的冲击角及供砂量下,对有无TiN/Ti强韧涂层的不锈钢试件进行了砂尘高速冲蚀试验,获得了试件的质量冲蚀率。采用扫描电镜(SEM)对涂层损伤表面及断面形貌进行观测与分析,研究TiN/Ti涂层在不同冲击条件下的失效机理。结果表明:TiN/Ti涂层质量冲蚀率随冲击角及供砂量的增加而增加。在低冲击角下,砂尘粒子的切削作用是导致涂层材料剥落的主要原因;高冲击角下,砂尘冲击引起的裂纹萌生及扩展致使涂层材料块状破碎而剥落。TiN/Ti涂层显著提高了不锈钢的抗冲蚀性能,尤其是在低冲击角下。低冲击角下,涂层能将不锈钢的冲蚀性能提高约5倍;高冲击角下能提高约2倍。