摘要：以飞机复材副油箱为研究对象,发展“整体-局部”双尺度铺层设计方法,对具有多尺度特征的封闭椭球体飞机副油箱整体与局部铺层进行了优化设计和分析。首先,基于副油箱特征结构,发展了副油箱结构力学分析方法,构建了具备防雷击功能的碳纳米管复合材料力学求解模型,综合分析蒙皮-筋条铺层结构在等效静强度和冲击工况下的载荷响应,并针对最佳铺层方案提出一种铺层顺序优化方法完成初步铺层优化;然后,考虑局部变厚度插层区的应力不均匀和层间/富树脂区损伤失效,采用内聚力单元和分层建模策略建立了变厚度试样细观力学模型,基于“子模型”和“壳-固”耦合技术,建立了副油箱局部变厚度结构求解模型,并提出了协同改善局部变厚度区受力的整体结构铺层设计方案;最终,根据整体-局部铺层优化后的设计方案,进行静力学、模态、冲击动力学分析,完成对副油箱整体结构的强度校核和验证。

摘要：通过对东方红三号E全电推平台首颗星亚太6E卫星任务需求进行分析,识别出辐照环境和热环境更为恶劣、电推进羽流影响以及电源控制与配电单元(PCDU)的首次应用等任务特点,提出了适应全电推卫星的太阳电池阵优化设计思路,包括高效率、抗辐照、轻量化太阳电池片和加厚盖片设计,分阵布局及匹配设计,以及热环境适应性设计。基于卫星变轨及在轨期间太阳电池阵遥测数据开展了性能评估,符合设计预期,可为后续全电推平台卫星太阳电池阵设计提供参考。

摘要：起竖装置传统设计流程是通过液压缸单方案设计来校核布局设计的可行性,设计过程未充分利用布局参数和液压缸性能的耦合关系,难以实现起竖装置快速设计和优化。通过对液压缸的设计计算过程进行数学建模,计算液压缸的性能特性数据,并以此为基础构建液压缸性能模型。通过在起竖装置设计流程中引入液压缸性能模型,建立起布局方案到液压缸性能的直接映射关系,实现了布局方案和液压缸性能的一体化设计。在此基础上进行应用研究,利用一体化设计方法对单一布局方案下液压缸的性能参数进行了快速计算,研究了布局参数改变对液压缸性能参数的影响规律,研究结果为起竖装置的快速设计和优化提供了基础。

摘要：目的针对经济舱乘客因长时间乘坐飞机引起的亚健康问题,优化飞机经济舱座椅造型安全设计方法,为飞机经济舱座椅设计实践提供理论支撑。方法将FRAM应用于优化飞机经济舱座椅的造型安全设计。通过识别并描述乘客航行的完整流程,构建FRAM功能网络图,利用各节点间的链接关系识别功能共振可能性,再结合AHP层次分析法计算不安全因素权重,并参考脑电实验结果进行优化设计。结果基于该方法指导经济舱座椅造型安全设计实践,并通过虚拟仿真模拟实验验证座椅优化方案的可行性。结论将FRAM应用于经济舱座椅前期造型安全设计,能够显著提升经济舱座椅设计的科学性与实用性,确保乘客飞行安全,并提供更舒适的飞行体验。

摘要：针对设备或单机的差异化热控需求,航天器热控多数采取分舱设计或分区控温的方案,以实现各舱段或各区域的独立散热和控温,便于对各独立区域内设备或单机进行精准控温;但是分舱设计所需热控资源较多,各独立区域内均需独立配置主动控温功率、控温和测温通道以及热控指令等。以我国首颗全电推通信卫星为典型示例,针对平台与载荷设备的控温需求,通过分析对比分舱(或分区)控温与一体化布局热控设计所需散热面和保温加热功率的差异,从理论分析和在轨验证两方面,详细给出了一体化热控设计带来的有益效果,证明热控方案对“全电推高轨卫星大功率变轨、小功率位保”分时差异化需求的特定适用性。仅以亚太6E卫星为例,整星主散热面9.9m^(2)、载荷热耗1500W,一体化热控设计能够减少散热面需求0.5~1.0m^(2),保温加热功率能够节省600~800W。

摘要：针对欠驱动多无人机包含控制中个体无人机无法获取全局信息,并受到未知外部扰动,难以快速收敛的问题,提出一种基于动态尺度观测器的欠驱动多无人机分布式固定时间控制策略。设计分布式固定时间观测器,使各无人机在大部分个体无法获取目标状态条件下能快速估计出完成包含任务所需空间状态;提出一种基于浸入与不变理论的有限时间动态尺度观测器,能快速准确地估计各无人机所受外部扰动;设计非奇异分布式固定时间控制器,利用局部信息实现了欠驱动多无人机系统的快速立体包含控制。所提控制策略使系统的收敛时间上界不受初始状态影响,只取决于信息传递阵特征值和控制器参数。通过理论证明和仿真实验验证了所设计控制器的优越性。

摘要：针对亚太6E卫星构型特点,提出了一种“包带+分离弹簧”式星间连接与分离机构方案。设计了分离插头和星间包带的收纳装置,有效消除了分离插头和星间包带分离后对独立推进舱姿态的干扰。开展了分离动力学多因素敏感度分析,识别出影响分离安全性的主要因素。基于连接与分离机构的使用环境和工况,制定和实施了三级地面试验验证方案。分析和试验结果表明亚太6E卫星连接与分离机构的设计、分析和验证方法合理正确,对后续类似星间分离机构的研制具有借鉴意义。

摘要：一体化机翼体现了功能部件与机翼承载结构相融合的一体化设计思想,但是在结构中会出现蒙皮传力不连续、分离面连接难度大等问题,为结构设计增加难度。结合一体化机翼的结构特点,提出一种考虑连接的一体化机翼传力分析方法,对功能蒙皮设计分离面处进行连接特性分析,完成连接设计与结构设计,并通过有限元分析与优化分析进行验证。结果表明:该传力分析方法计算出的盒段截面弯矩分配与有限元结果具有较好的一致性;盒段结构截面尺寸分布的分析结果与优化结果相近,能够满足连接强度与稳定性要求;盒段结构中有效高度越大的翼梁,承担的载荷越大,其优化结果与传力分析结果越吻合。

摘要：变弯度技术能提升飞行器气动性能,与翼身融合(BWB)布局相结合可进一步增强其气动优势。但无尾BWB仅靠后缘舵面配平,纵向力臂短,配平阻力惩罚大,因此进行BWB后缘变弯度设计时需充分考虑配平阻力损失。针对无尾BWB,考虑平面参数对后缘舵面配平能力的影响,基于全局优化方法研究了不同机翼后掠角和机翼位置的BWB构型上后缘变弯度技术的减阻原理和作用效果。结果表明:在不同升力系数下,配平阻力损失都显著减小变弯度技术的减阻收益。BWB平面参数通过影响激波强度与配平能力,左右变弯度技术的减阻收益并影响舵面偏转角度。相比于基准构型,增大后掠角会使得小升力系数下减阻收益增加、大升力系数下降低;而机翼位置靠前,则会使得不考虑力矩配平时减阻收益增加、考虑力矩配平时阻收益降低。工程上进行无尾飞行器后缘变弯度设计时,应综合考虑后缘变弯度的减阻收益以及变形所需的舵面偏转角度。

摘要：为提高翼身融合(BWB)布局无人机(UAVs)总体方案优化设计效率,根据翼身融合布局无人机外形和性能特点,建立了适用于概念设计阶段无人机总体方案的多学科综合分析模型、综合评价模型和优化模型,并开发了相应工具。采用数值分析和工程方法相结合,完成翼身融合布局无人机总体方案的几何、质量、气动和隐身特性分析。采用改进的逼近理想解排序法(TOPSIS),从无人机的装载能力、经济性和适应性角度出发,建立综合评价模型。以多个无人机方案为算例,验证了分析模型的合理性。利用可并行的子集模拟优化算法,以巡航升阻比最大和前向雷达散射截面积(RCS)最小为目标完成传统多目标优化,以竞争力最强为目标完成基于综合评价的方案优化。以多目标优化过程产生的全部方案为基础完成参数相关性分析,验证展长、后掠角和扭转角对气动和隐身特性的影响。最终的多目标优化方案RCS降低了41.6%,巡航升阻比提高了3.5%;综合评价优化方案的竞争力得分提高了44.0%。