摘要：为了提高海流、海浪、水下噪声等扰动下的AUV三维轨迹跟踪精度,提出基于递归免疫网络在线辨识的PID自整定轨迹跟踪控制器(PID-RINN)。首先建立AUV的运动学模型,并将其深度距离、首向角和俯仰角作为控制变量,设计了基于神经网络在线辨识的PID控制器;然后借鉴生物免疫系统的信息处理机制构建了递归免疫网络;接着将水下机器人在水平面上距预瞄路径点的侧向距离定义为疫苗,并联合细胞隐层输出接种到递归免疫网络的突触隐层;最后基于梯度法实现了递归免疫网络辨识下的PID控制器在线自整定。测试结果表明,与PID、PID_GA、PID_RBF相比,文中轨迹跟踪控制的平均和最大位置误差分别平均减少31.91%和25.81%,平均和最大首向角误差分别平均减少32.54%和25.27%,以及平均和最大俯仰角误差分别平均减少61.93%和61.26%,从而验证了文中递归免疫网络在线辨识的AUV三维轨迹跟踪具有高控制精度,以及强扰动抑制优点。

摘要：直升机通过旋翼产生升力并实现飞行操纵,旋翼部件一旦发生失效,将会产生灾难性的后果,而鸟撞是直升机低空飞行特点下的典型事故。因此,有必要关注直升机旋翼的鸟撞动力学过程及其损伤失效行为。本研究结合适航规章和国家军用标准要求分析了直升机旋翼鸟撞的特点及研究意义,综述了近年来直升机旋翼鸟撞的试验研究,分析旋翼鸟撞的模型表征方法,总结旋翼鸟撞的数值模拟技术,并介绍了旋翼抗鸟撞优化及鸟撞预防策略,最后对直升机旋翼鸟撞研究的未来发展进行了展望,为直升机旋翼工程设计提供技术支持。

摘要：为了探究高-低载荷下振动疲劳损伤累积的规律,基于振动台设计轴向振动疲劳试验系统,针对7050-T7451铝合金试件进行轴向振动疲劳试验,同时与在高频试验机上进行的常规疲劳试验结果进行对比。结果表明:振动疲劳与常规疲劳试验中均表现出“锻炼”效应;振动疲劳试验中增大高-低载荷幅值差时,损伤累积值逐渐增加,“锻炼”效应逐渐明显;高-低载荷最大应力比存在临界值0.483,当应力比σ′<0.483时,振动疲劳加载相较于常规疲劳加载,表现出更明显的“锻炼”效应。

摘要：为了探究不同疲劳加载方法对金属悬臂梁性能的影响,基于电磁振动台分别设计振动疲劳试验系统及相应常规疲劳试验系统,针对30CrNi4MoA合金钢悬臂梁进行弯曲疲劳试验研究。结果表明:30CrNi4MoA合金钢在循环次数为1×10^(7)cycle时的弯曲振动条件疲劳极限为514MPa,弯曲常规条件疲劳极限为516MPa;在循环次数小于1×10^(6)cycle时,30CrNi4MoA合金钢弯曲振动疲劳性能与常规疲劳性能差异较大,而当循环次数在1×10^(6)~1×10^(7)cycle时两者性能差异不大;两种疲劳加载方法下达到失效判据时试验件产生的损伤随应力水平的增加而增加;相同应力水平下,常规疲劳加载失效时试验件产生的损伤大于振动疲劳加载失效时的损伤。

摘要：民用飞机航空电子系统的高度综合化导致机载安全关键软件规模的成倍增加,带来航电系统软件需求的来源众多且不一致,航电系统软件各层次需求传递存在二义性等问题,因此,如何确保航电软件的一致性成为系统研发过程中亟待解决的核心问题之一。基于Safety_SysML状态机的语法,设计Safety_SysML一致性验证器,包括静态数据检测和动态数据检测;通过设计测试用例对核心算法及系统进行单元测试与集成测试,结合错误推断及边界,设计并执行功能测试,用于发现验证器存在的缺陷。结果表明:Safety_SysML一致性验证器能够有效识别航电系统软件中存在的二义性问题,对于提高航电软件的可靠性具有重要意义。

摘要：针对齿轮涡扇发动机(Geared Turbofan Engine,GTF)的动力学设计要求,考虑叶片丢失后引起的突加不平衡激励、齿轮时变啮合刚度和啮合误差对系统振动特性的影响,采用考虑剪切变形Euler-Bernoulli梁单元建立风扇-齿轮-轴-轴承-机匣耦合关系的系统动力学模型。在单个叶片完全丢失的风车状态下,对比含有齿轮系统的齿轮涡扇发动机风扇轴的振动特性和不含齿轮系统的发动机风扇轴的振动特性区别。研究在不同转速下齿轮系统对齿轮涡扇发动机风扇轴振动的影响。研究结果表明:含有齿轮系统的齿轮涡扇发动机风扇轴的轴心轨迹呈现多频涡动,且轨迹都在一个稳定的极限环内;在风车状态下,啮合频率与模态频率有多个交点,系统的临界转速分布更为密集。研究结果为齿轮涡扇发动机的参数设计和后续改进提供参考。

摘要：随着复杂系统的研制过程中越来越多地采用基于模型的方法,形式化的功能建模方法得到了广泛关注.然而,现有的功能建模方法通常不关注系统结构的状态,容易导致功能模型的模糊和缺失.对此,开展了集成状态的广义功能建模方法研究.首先,提出组件的State-Behavior-Function模型,表达组件的结构状态、行为以及功能.随后,提出系统的广义功能建模方法,表达系统的不同结构状态以及对应于各状态的功能.最后,以某型离心机的功能建模过程为例进行验证,结果表明:集成状态的广义功能建模方法可支持工程师建立清晰和完整的系统功能模型.

摘要：现如今,民用飞机航电系统的功能日趋完备、结构日趋复杂、费用日趋昂贵、研制周期日趋紧张,亟需解决软件研制过程中的需求不准确、架构设计过于耦合、过程产物难以追踪等问题。基于对数字化研制、流程研制、持续集成、云开发环境等先进技术与方法的研究,提出面向复杂民用飞机航电系统软件研制问题的解决方法,即构建基于模型的需求开发方法、开放式航电软件架构、民用飞机软件研制过程体系,搭建基于Linked Data的集成开发环境和软件持续集成与验证环境,在航电系统软件研制过程中进行应用。结果表明:本文提出的面向民用飞机的复杂航电系统软件研制与管理方法是可行的,且该方法已在C919民用飞机显示系统研制过程中进行了应用,提升了软件研制效率和质量。

摘要：随着综合模块化平台在航电系统设计中的逐步普及,机载飞行管理系统在设计时应考虑分区设计因素。通过分析综合模块化平台下应用软件驻留规则,研究ARINC702A中的分区要求,提出飞行管理软件功能的分区设计方案,最后对飞行管理核心软件功能进行设计开发并给出测试验证方法,对综合模块化航电系统平台下飞行管理系统的研制具有参考意义。

摘要：针对高压共轨柴油发动机在全工况范围轨压控制的动态响应和跟随性的需求,通过分析轨压工作原理,提出轨压系统控制策略,设计一种动态分级系数的PID轨压控制算法。该控制算法经过多项改进,包括轨压采集、前馈控制、PID控制和IMV阀驱动等。采用基于模型的设计方法,通过Simulink软件工具对轨压控制算法进行建模。利用代码自动生成技术,将生成的轨压控制算法代码集成到发动机控制器中,开展了发动机台架试验。试验结果表明:该轨压控制算法具有良好的跟随性和响应速度,且轨压控制较为平稳;在稳态工况下,命令轨压与反馈轨压差值在2.0 MPa以内;在动态工况下,命令轨压与反馈轨压差值在3.0 MPa以内。