摘要：针对某大型无人机机身轻量化需求,以选区激光熔化(Selective laser melting, SLM)制造的承载接头结构为研究对象建立有限元模型,基于ANSYS Workbench计算接头结构在不同极限工况下的强度、刚度性能,并根据材料最大许用应力准则进行校核.采用拓扑优化变密度法,以应力最小化为目标、保留质量40%为响应约束,对接头结构进行拓扑优化,根据优化结果设计两种重构方案并进行静力学验证.结果表明,两种模型重构方案分别减重了13.8%和13.3%,在轻量化程度相近的情况下,方案Ⅱ明显具有更小的应力分布以及变形程度,即最优重构方案成功实现轻量化设计,与原结构件相比质量减轻13.3%,且相较于其他方案承载能力最强,满足静态结构设计要求.为大型无人机承载接头结构实现低成本、轻量化的结构设计探索了新的途径.

摘要：随着航天器平台性能指标要求的提高,飞轮微振动对航天器平台的影响越加突出,需要对其进行振动抑制。根据飞轮上壳体的模态特性,提出一种圆环形黏弹性阻尼环结构的设计方法,并针对黏弹性阻尼环的敷设位置、厚度、宽度对其减振效果影响规律进行数值仿真与试验验证,验证圆环形黏弹性阻尼环的有效性。结果表明:圆环形黏弹性阻尼环结构对宽频振动具有良好的减振效果,黏弹性阻尼环的敷设位置对飞轮系统的各阶固有频率变化和减振效果起决定性作用,在飞轮外径的60%处敷设圆环形黏弹性阻尼环减振效果较好,宽度设计为飞轮外径的6%以内、厚度设计为壳体厚度的4倍以内时,随着宽度、厚度的增加,减振效果提高。

摘要：涵道风扇无人机可以实现起降与悬停,结构简单可靠且安全系数高。针对常规水空两栖无人机起降环境受限、折叠翼机构冗余与气动效率较低等问题,设计一种新型双涵道风扇水空两栖跨介质无人机。借鉴水下无人潜航器和无人驾驶飞机对机身进行优化设计,并采用倾转双涵道风扇动力系统。基于改进叶素动量理论,得出小型涵道风扇升力计算理论公式。分析力学物理场下无人机整体的结构振型,并通过流场有限元仿真验证整机的气动性能。分析结果表明:改进的小型涵道风扇升力计算公式计算结果与风洞试验结果基本一致,两者最大误差为4.5%,设计出的小型涵道风扇可提供20%的附加升力,气动效率高;通过模态分析发现该无人机机体结构较为稳定,振型合理;完成了风洞试验与新型涵道风扇水空两栖无人机在不同介质下的试飞验证,证明了无人机设计方案的可行性。

摘要：基于康达效应设计了一种高速气流推力矢量喷管,利用其对流体的偏转作用实现主流方向控制。喷管由主通道以及外侧八个独立气室和出口处的康达壁面组成,可通过气室外部的开合情况来实现八个偏转方向的控制。本文对所设计的高速气流推力矢量喷管进行了仿真计算,研究了主流速度、气室开合情况及康达壁面曲率三个参数对主流偏转效果的影响。数值模拟结果表明:(1)主流速度在50~160 m/s时,不同的开合组合的偏转效果有较为显著的差异。(2)气室打开数量为奇数时,偏转效果优于偶数。只有一个气室开口时,偏转效果最优。(3)计算得到三维喷管最优康达壁面的曲率是55.26。本文设计的高速气流推力矢量喷管能够达到较好的偏转控制效果,最大偏转角度可达到85.91°。

摘要：针对无人机运动约束下的编队任务研究标准二阶一致性控制算法的优化问题。首先,结合编队信息,基于虚拟结构法思想,设计含虚拟参考点的二阶一致性编队控制算法,使得编队收敛于指定队形,解决标准二阶一致性控制算法的收敛状态与各无人机初值有关以及收敛位置趋于一致的问题,得到编队渐近收敛的条件。其次,引入饱和函数得到运动约束条件下的渐近收敛的二阶一致性编队控制算法,设计无人机编队高度、航向、速度通道控制器。最后,设计无人机编队队形集结仿真实验,对比相同饱和函数不同一致性方法的编队控制算法、相同一致性方法不同饱和函数的编队控制算法,验证了优化算法的有效性和快速性。

摘要：在多固定翼无人机编队跟踪控制问题中,系统地处理输入饱和约束、外界输入扰动以及无人机间避碰安全约束存在着挑战。针对这些挑战,本文提出了一种基于高阶控制障碍函数方法的分布式鲁棒避障协同编队控制律。首先,在不考虑避障约束的情况下,设计了一种满足输入和速度约束的多固定翼无人机标称鲁棒编队跟踪控制律。该标称控制律基于滑模控制方法,能够在有界输入扰动影响下实现精准的编队跟踪控制。然后,针对无人机之间的避障要求以及无人机与障碍物之间的避障要求,分别设计了考虑输入约束的改进高阶控制障碍函数,并基于不变集理论,推导了存在外界输入扰动情况下的线性控制输入避障约束条件。最后,基于标称编队跟踪控制律和鲁棒控制输入避障约束条件,为各固定翼无人机构造了一个局部二次规划问题,并通过求解该问题得到最终的鲁棒避障安全编队跟踪控制律。仿真实例表明,本文设计的控制律相较于不考虑外界输入扰动的控制律而言可以有效地处理扰动,相较于基于势函数方法的控制律而言减轻了系统产生的震颤并且更好地处理了无人机的速度约束,相较于基于分布式MPC(模型预测控制)方法的控制律而言在计算时间方面有了显著提升。上述结果验证了所设计控制律的创新性和有效性。

摘要：针对“数字化装配生产线设计方案的运行流程展示、方案科学性和合理性验证”的需求,开展数字化装配生产线运行流程仿真应用技术研究。研究内容包括仿真流程建立、仿真模型构建并管理、生产线仿真工作执行、仿真过程及结果数据动态展示、相关数据评估与分析等方面。研究成果可有效指导仿真工作的执行,为运行流程的可视化展示提供解决方案,为生产线单点设计评判、整体设计方案优化提供支持。

摘要：直10,绰号“霹雳火”是中航工业直升机设计研究脉设计、昌河飞机工业(集团)公司制造的中型双发攻击直升机。它是我国自主研制的第一种专用武装直升机,采用单旋翼带司桨构型,窄机身韦列式驾驶舱、后三点式起落架布局。

摘要：基于分布式电动推进的短距起降飞机是一种新概念飞机,需要研究其总体参数的设计方法。以常规的涡桨飞机加装分布式电动螺旋桨的概念方案为示例,将这类飞机总体参数的设计问题提炼为一个优化设计问题;应用基于代理模型的优化方法,制定总体参数优化设计的流程。结果表明:该示例飞机总体参数优化后,能以最小的质量代价达到苛刻的短距起降要求(起飞滑跑距离小于100 m,着陆滑跑距离小于70 m);分布式螺旋桨安装在机翼下方且有一定的倾斜角,螺旋桨转速和直径适中;机翼面积有所增加,涡桨发动机的功率需求明显减小。

摘要：直升机的正常着陆过程是逐渐靠近式的,不断下降、减速,并缓慢落地。这个过程中,直升机像是被“空气软垫”托举着。但是,由于操纵失误、恶劣天气、燃油问题、鸟类撞击、机械故障等因素影响,直升机也可能会“硬着陆”。