登录 | 注册
航空
-
基于空气耦合超声兰姆波技术的固体火箭发动机脱粘检测研究
为提高粘接结构超声无损检测效率，实现SRM粘接结构非接触快速质量检测，采用空耦超声兰姆波技术进行研究。使用同侧兰姆波对粘接结构中兰姆波传播过程进行模拟，结合仿真和实验分析了不同脱粘缺陷尺寸对信号幅值影响以及不同模态兰姆波对缺陷的灵敏度，并使用异侧兰姆波法对不同尺寸缺陷进行检测;使用正交方向线扫查信号采集方式得到脱粘区域幅值曲线，并使用6dB法进行缺陷定量;使用同侧兰姆波概率损伤算法和异侧兰姆波自动扫查技术对脱粘缺陷进行定位成像，并使用C扫描对结果进行验证。结果表明:使用同侧兰姆波幅值随缺陷尺寸增大而增大，仿真与实验结果基本一致，检测灵敏度高的兰姆波模态离面位移分量大，而使用异侧兰姆波时缺陷会导致信号能量急剧衰减;使用6dB法当缺陷尺寸较大时误差较小，而当缺陷尺寸较小时误差较大，总体上幅值趋势曲线能够表征缺陷区域;概率成像和异侧兰姆波扫查技术能够快速、有效地对缺陷进行定位，缺陷轮廓清晰，对比C扫描成像提高了成像质量。所研究内容为空耦超声实际检测提供良好基础。
-
再入气动环境类电池帆板材料微观响应变形行为分子动力学模拟研究
针对服役期满大型航天器无控飞行轨道衰降再入大气层解体过程及落区难以提前预测ꎬ势再入解体后生成的碎片可能造成地面危害等问题ꎬ采用分子动力学模拟方法ꎬ选取的含碳钢分子动力学模型ꎬ计算了不同温度下材料的平函数ꎬ构建了碳元素质量分数衡态晶格常数ꎬ并通过晶格常数与温度的关系ꎬ计算了模型的线膨胀系数ꎬ验证了势函势函数ꎬ模拟数在所建立的仿真模拟系统合理性ꎻ使用经过验证的分子动力学模型与了钢制平板在Ma的高超声速再入气动环境中ꎬ通过结构动态热14力响应变形行为有限元算法计算出的部分状态下材料微观演化行为ꎬ初步证明了分子动力学模拟方法在服役期满大型航天器再入大气层解体过程的分析仿真计算中的作用ꎬ为实现分子动力学方法同动态热力响应有限元算法的耦合奠定了基础ꎮ
-
基于ESO的运载火箭姿控喷管故障辨识设计及实现
无摘要
-
基于双谱的eLORAN接收机干扰抑制方法研究
针对eLORAN了一种基于双谱检测的干扰抑制方法适应滤波器的系数完成系数更新，提取信号。，，情况下抑制干扰效果明显，解决了，增强型罗兰接收机
-
区间变时滞系统的时滞相关鲁棒非脆弱H∞控制
针对一类区间变时滞不确定系统的时滞相关鲁棒非脆弱H∞控制问题进行了研究。基于时滞中点分割法和互凸组合技术，构造了一个包含四重积分项的Lyapunov-Krasovskii泛函（LKF），并利用新的积分不等式方法给出了LMI形式的时滞相关有界实判据;基于此给出了该系统非脆弱H∞控制器的设计方法，该方法不需要参数调节且易于实现。仿真结果表明，所推导的有界实判据和所设计的控制器具有很好的鲁棒性和非脆弱性。
-
高分五号卫星大气痕量气体差分吸收光谱仪臭氧总量反演方法研究
大气中臭氧具有活跃的化学反应特性和较强的辐射特性，可直接影响全球气候变化和人类生活环境。因此，获得高时空分辨率高精度的臭氧柱总量信息十分重要。作为我国第一颗紫外可见光波段的高光谱载荷，高分五号卫星大气痕量气体差分吸收光谱仪（GF-5/EMI）通过探测地球大气或表面反射、散射的紫外辐射来解析臭氧总量的分布和变化。利用GF-5/EMIUV-2通道观测数据，采用TOMS-V7算法反演获得GF-5/EMI大气臭氧总量，并将反演结果与国际同类载荷AURA/OMI臭氧总量结果进行比较分析，评判GF-5/EMI在全球臭氧气候变化监测方面的能力。结果表明:GF-5/EMI数据质量较好，能够完整反演出全球臭氧总量分布特征，特别是对于南极臭氧消耗严重的地区以及青藏高原、安第斯山脉等臭氧低值地区也能很好反映出实际的臭氧分布特征，GF-5/EM
-
航天器工程_第五届编委会11
无摘要
-
热噪声试验中平板温度边界层对近壁面声压分布影响数值分析
为了研究高温平板隔热试件附近温度边界层对近壁面声场的影响，进而对地面模拟试验条件进行适当修正，文章首先构建了热噪声试验中声波穿过温度边界层的简化模型，运用边界层积分法得出常温气体掠过高温壁面时温度边界层内的温度分布;在此基础上，采用有限差分法求解平面波入射非均匀介质时的散射问题，得出高温平板近壁面声压分布。结果表明，温度边界层使近壁面声场发生衰减，在入射声波频率为10 000 Hz时比无温度边界层情况下声压级减小约3 dB，使实际声谱偏离试验条件。
-
慧眼卫星成功进行X射线脉冲星导航在轨实验
无摘要
-
适应运载火箭推力下降故障的神经网络容错控制方法
针对运载火箭单台发动机推力下降故障，提出了一种基于径向基神经网络(RadialBasisFunctionNeuralNetwork，RBFNN)的容错姿态控制方法。该方法无需故障诊断系统，根据运载火箭姿态动力学控制通用模型，使用RBFNN在线辨识并补偿模型的故障变化和不确定干扰，得出容错控制律。仿真结果表明，在单台发动机发生推力下降故障时，本文方法与传统PD方法、自适应增广控制方法(AdaptiveAugmentControl，AAC)相比，可有效保证姿态稳定和控制精度。
-
感应同步器前处理模拟电路误差对系统测量精度影响分析
依据感应同步器的工作原理分析并验证了跟踪测角系统的稳定性ꎬ前处理电路中信号幅值相位以及参考信号相位等的误差对系统测量准确度的影响、终获得了前处理电路误差对系统测角精度影响的计算公式ꎮ
-
非制导炸弹投掷的攻击航迹规划研究
战斗机投掷非制导炸弹，需要预先对攻击航迹做出合理规划，以提高作战效能和生存能力。为此，提出一种战斗机的攻击航迹规划方法。首先建立战斗机运动模型，生成基本战术动作模型库，并将动作组合合成为基本航迹;然后，构建各阶段动作参数的开闭环控制模型，对战术动作进行微观控制，并依据飞行员经验确定参数变化的约束范围;最后，基于非制导炸弹的基本性能和战术运用方式，限定战机的投掷参数，进而完成航迹规划。对机动跃升加俯冲攻击战术进行仿真分析和演示验证。结果表明:所规划航迹满足攻击条件，运动参数符合飞行要求，验证方法可行有效。
-
船身式水陆两栖飞机起降飞行仿真研究
水陆两栖飞机地面和水面起降特性需要满足适航规章的要求，有必要在飞机方案的优化设计过程中建立准确的计算分析方法来开展评估，以保证飞机方案的适航符合性、降低设计更改风险。基于滑行艇水面滑行水动力分析方法、地面起落架多体动力学建模方法及Matlab/Simulink仿真环境，分别建立某船身式水陆两栖飞机水面、地面起降的飞行仿真模型，数学模型中包含飞机本体飞行力学模型、水动力模型或起落架模型，通过对算例飞机水面和地面起飞过程开展飞行仿真，得到飞机各运动状态变量、起落架参数、水动力等的时间历程，并与飞行试验、水池试验数据进行对比分析。结果表明:所建立的船身式水陆两栖飞机地面、水面飞行仿真方法达到了型号设计的精度要求，仿真结果与试验试飞结果吻合得较好。
-
基于BP神经网络的模型参考自适应姿态控制
采用模型参考自适应控制的基本设计框架，并通过BP神经网络对PID控制参数进行自主调节，实现飞行器的自适应姿态控制。利用参考模型输出、实际对象输出等信号作为训练信号，对所构建的三层BP神经网络进行权重更新。仿真结果表明，将BP神经网络应用于飞行器的自适应姿态控制中，能够实现PID控制器参数的自主调整，表明了BP神经网络优良的逼近性能。同时，该控制方案确保了飞行器姿态控制系统的性能指标，并且提高了工程设计的智能化水平。
-
《强度与环境》征稿简则
、中英文
-
改进的冗余捷联惯组故障检测与隔离主成分析法
针对冗余捷联惯组故障检测问题，提出了一种改进的主成分析（PrincipalComponentAnalysisAlgorithm，PCA）算法。思路是将PCA方法和奇偶空间方法的优点结合，通过PCA方法分析影响故障的主要因素，奇偶向量运算消除载体机动影响，并对奇偶矢量进行滤波。仿真结果表明随着滤波器的作用，能够检测到的故障幅值降低，提高故障检测的灵敏度。所提出的理论及方法可行，为箭载冗余惯组故障检测与隔离提供一种理论参考。
-
激光选区熔化_热等静压复合成形Inconel 718组织与性能研究
热等静压（Hotisostaticpressing,HIP）技术能整体成形高性能复杂零件，但该技术存在复杂零件包套制作难、异质包套与粉末制件的界面扩散会降低性能等问题，为此展开了激光选区熔化（Selectivelasermelting,SLM）/HIP复合成形工艺研究。利用XRD、SEM、EBSD和拉伸试验表征了复合成形工艺基体/界面显微组织和拉伸性能。结果表明，利用SLM直接成形Inconel718合金基体中存在明显孔洞和微观裂纹，致密度为98.3%。合金粉末经HIP成形后，基体不存在明显的孔洞和裂纹，但存在明显的原始粉末颗粒边界（Priorparticleboundary,PPB）。复合工艺条件下，SLM成形的Inconel718端基体孔洞和裂纹减少，X–Y表面熔化道特征消失，各向异性程度降低。同时，合金粉末与SLM成形Inconel718之间不存在明显的扩散层，界面由细小晶粒组成，厚度约为16.7μm。界面的高温强度为626MPa，拉伸断口表面平直，样品沿着SLM态和HIP态结合界面处断裂。经
-
尾坐式飞行器增益调度控制器设计和比较
针对尾坐式飞行器的动力学模型进行分析考虑螺旋桨尾流对飞行器的控制作用建立其数学模并针对尾坐式飞行器的纵向转换过渡过程设计了一种基于航迹倾斜角变化的增益调度控制器两种反馈控制方法经历其增益调度控制器分别以斜坡和多级阶跃信号为指令型和ꎬH∞进行纵向模型的过渡仿真验证控制器的性能仿真结果表明两种控制器均能保证飞行器的稳定过渡转换飞行ꎬ分别使用LQR通过以航迹角跟踪的方式ꎬꎬ且ꎬ控制器具有更大优势ꎮH∞在稳定性方面增益调度控制器具有更好的性能在快速性和准确性上增益调度
-
新型运载火箭结构优化设计与试验验证
伴随着运载火箭大型化与重型化的趋势，结构优化技术在火箭轻量化设计中扮演着越来越重要的角色，同时更高精度的试验、测试以及更高置信度的分析评估需求也日益凸显。本文首先对运载火箭结构轻量化设计方法进行概述;然后针对几种典型密封类与非密封类结构优化案例及新型运载火箭结构中的不确定性优化方法进行了重点介绍，并对优化结果进行了试验验证;最后对亟待解决的技术问题与未来结构优化技术发展趋势进行了梳理与展望。
-
TTE高完整性和标准完整性配置下同步机制和容错能力对比分析
针对高完整性与标准完整性配置的时间触发以太网具有不同同步机制和容错能力,对二平台上分别建立高完整性与标准完整性者的同步机制和容错能力进行对比分析,在种配置下的配置的时间触发以太网仿真模型,模拟不同故障下的时钟同步协议操作场景,对同步机制的容错能力进行验证和分析。结果表明:高完整性配置容错能力更强,能够对抗遗漏故障时,高完整性配置的能通过同步结团检测服务更快地进入重启动状态,因此相较于标准完整性配置反应更快。TTE压缩主控器和同步主控器的并发故障失效;面对多个不一致OMNet++2-TTE