摘要：前轮转弯机构的优化设计是大型民机起落架设计的重要组成部分。分析了大型民机双作动筒式前轮转弯机构的功能及特点,通过建立简化模型得到核心设计参数,建立了转弯机构的多个子目标函数,采用非支配排序进化求解算法(NSGA-Ⅱ)对转弯机构的核心设计参数进行多目标优化设计。优化结果表明:基于Pareto遗传算法的多目标优化,对前轮转弯机构的主要参数进行优化设计是可行的,尤其是对提高机构效率、机构传动平顺度指标有着较好的优化效果,分别提高了7.64%和17.32%

摘要：提出了一种新的组合件装配设计思路:通过组合件信息模型的设计和对组合件定位信息的分析,在装配组合件过程中由程序自动生成装配基体上装配特征。实现了组合件的快速装配,并成功应用在某企业的复合材料构件工装快速设计系统中。

摘要：在频域颤振方程的求解中,PQI法采用分段气动力的表达形式将颤振方程进行分段直接求解,避免了迭代。由于广义气动力分段插值函数PQI的构建依赖折合频率的选取,将构造的分段插值函数嵌入颤振方程中求解存在模态窜支问题,对此发展了一种基于特征值摄动理论的预测跟踪法来确定各阶模态对应的特征值随参数变化的前后对应关系。文中介绍了PQI颤振分析的基本方法,并采用P-K法进行对比分析来验证算法的计算精度,最后将发展方法应用到某飞机全机轴对称状态颤振分析中来验证算法在实际工程颤振分析中的有效性,数值结果表明该方法计算精度高,模态跟踪效果良好。

摘要：基于具有可靠置信度的直升机/涡轴发动机综合仿真平台,研究了涡轴发动机带约束优化的非线性模型预测控制(NMPC)技术。首先通过设计多输出迭代约简最小二乘支持向量回归机(RRLSSVR),训练具有较好实时性、精度及泛化能力的内嵌式预测模型,在高度0～5km、前飞速度0～75m/s范围内模型精度达5‰。其次,考虑了扭矩、燃油流量、动力涡轮转速、燃气涡轮转速等综合信息及相关约束对控制效果的影响,利用在线序列二次规划(SQP)算法实现滚动优化控制,而后加入目标转速偏差的积分项以消除静差,保证输出恒定。最后,通过对直升机进行机动飞行大扰动仿真验证了该预测控制器对扰动的抑制能力,相比传统串级PID控制,能够显著降低动力涡轮转速下垂/超调量,达到更好的控制品质。

摘要：本文提出了一种新型的由叉指换能器激发的兰姆波高阶模式振荡器.由于兰姆波色散和多模式特性,采用兰姆波高阶模式的高频振荡器振荡器制作工艺相对零阶模式要简单.为了选择高阶模式兰姆波振荡器合适的工作模式,一个工作模式选择器插入到兰姆波延迟线与放大器构成的闭环振荡回路.实验测量使用的叉指换能器是127.86°旋转,Y轴切割,X轴传播的铌酸锂制成,由于工作模式的相速度远高于零阶模式兰姆波,所以对于选择工作的A13模式,经理论计算和实验测量其相速度为19 652 m/s,与此相对应同一叉指换能器的A0模式相速度仅为3 719 m/s,因此在此基础上设计的高阶模式振荡器振荡频率为46.24 MHz,比相同叉指激发的零阶模式兰姆波振荡要高5.3倍.通过提高振荡频率,基于该振荡器得到的传感器的精度也将大幅度提高.

摘要：无人直升机(UMH)因其优良的中低速机动能力,在目标跟踪场景下的应用优势突出。针对目标跟踪型UMH飞行控制系统研制过程中的仿真需求,基于模块化的设计思想,依据真实机载设备(飞行控制计算机)设计仿真系统框架。对各个移动目标跟踪控制子模块进行功能划分。完成目标跟踪地面控制站、机载飞行控制软件、机载设备仿真机软件与模型数据中继软件的设计与开发。实现飞行控制计算机在环的实时仿真系统搭建。通过仿真验证了系统的可行性,为无人直升机跟踪移动目标飞行控制系统研制奠定基础。

摘要：针对模拟电路故障诊断中的特征选择问题,提出了一种兼顾后续支持向量机分类器的小波特征选择技术。新方法利用核函数把特征的评估标准映射至高维空间进行计算,从而在特征的评估和后续支持向量机分类器之间建立联系,并在特征选择阶段解决了核函数的参数设计问题。另外,新方法考虑了所需故障分类器的结构信息,因此选择的小波特征更适合后续分类器使用,从而能够提高模拟电路故障的诊断精度。仿真和实际电路的实验结果均验证了所提出技术的有效性和正确性。

摘要：基于参考观测器的全状态反馈控制方法设计了受油机飞行控制系统,建立了软管式自主空中加油仿真系统,并进行了仿真验证。根据生成的受油机参考跟踪、对接轨迹,通过输出跟踪观测器在线估算前馈控制信号和参考状态量,设计全状态反馈控制器精确跟踪参考状态,解决了受油插头难以近距离跟踪加油锥套并实现精确对接的问题。以某型UCAV为例,设计了基于全状态反馈控制的自主空中加油仿真系统并进行了数字仿真。仿真结果表明,在四种强度阵风干扰下,设计的空中加油仿真系统能实现精确的双机加油设备跟踪与对接,具有良好的动态性能与鲁棒性能。

摘要：研究深空探测气囊着陆缓冲系统的地面原理样机冲击动力学相似问题。首先,从理论角度出发,对气囊着陆缓冲系统的冲击动力学响应进行了推导,发现初始气压、气囊体积、接触面积、登陆舱质量和着陆初速度等参数对着陆冲击响应特征起主要影响。然后,给出了地面原理样机设计思路,并且在理论推导的基础上提出了利用地面原理样机冲击响应与外星环境下全尺寸气囊着陆系统冲击响应的动力学相似关系。最后,设计了几种不同参数的地面原理样机,通过数值模拟方法计算了火星环境下的全尺寸气囊系统着陆冲击响应和原理样机冲击响应,利用地面原理样机冲击响应计算结果和所提出的动力学相似关系对火星环境下的全尺寸气囊系统着陆冲击响应进行了估计,验证了所提出的动力学相似关系的有效性。

摘要：为了研究大展弦比机翼水平弯曲模态参与耦合时的颤振特性,首先用考虑几何非线性的颤振分析方法研究了某大展弦比机翼的颤振特性,建立了大展弦比机翼非线性颤振分析的简化模型,即盒段模型;然后通过组合不同的水平弯曲频率、扭转频率形成不同的接近模式,系统分析了不同接近模式对盒段模型非线性动力学特性的影响规律,提出了水平弯曲频率和扭转频率发生模态交换的存在条件。在此基础上通过对盒段模型进行非线性颤振分析发现:水平一弯模态参与耦合降低了机翼传统模式的线性颤振速度,增大水平一弯的频率有助于该类颤振速度的提高;在水平一弯频率和扭转频率逐步接近时,会导致机翼颤振速度显著下降,且颤振类型会由水平一弯和垂直弯曲耦合的颤振转化为水平一弯和扭转耦合的颤振。