摘要：基于哈密顿原理,建立了适合快速开展回转稳定性设计参数评估的倾转旋翼/短舱/机翼多体气弹耦合动力学分析模型,并通过参数影响分析,获得机翼刚心位置前移有利于提高倾转旋翼机回转颤振稳定性边界的重要结论。所建立的分析方法和获得的结论,对工程设计具有重要的指导意义,可以在机翼气动外形约束条件下,通过调整机翼内部结构特性,合理将机翼的刚心位置向机翼前缘移动,达到提高该构型飞行器回转颤振稳定性裕度的目的。

摘要：针对卷积神经网络中存在的特征冗余问题,将正交性向量的概念引入特征中,从强化特征之间差异性的角度,提出一种适用于卷积神经网络的正交性特征提取方法.通过搭建并列的卷积神经网络支路结构,设计正交损失函数,从而促使卷积核提取出相互正交的样本特征,丰富特征多样性,消除特征冗余,提升特征用于分类识别的效果.在一维样本数据集上的实验结果表明,相比于普通的卷积神经网络,所提方法能够监督不同卷积核,挖掘出更为全面的正交性特征信息,进而提升卷积神经网络的性能效率,为后续模式识别和紧凑型神经网络的研究奠定基础.

摘要：针对复杂封闭类管道零件喷涂过程中避障的需求,该文提出了一种基于碰撞反馈的冗余机械臂避障算法,该算法利用投影相交法进行碰撞检测,将碰撞类型分为可规避碰撞及不可规避碰撞两类:针对可规避碰撞,提出了关节权值动态调整算法,通过加强对碰撞关节的运动限制,同时放宽对其他关节的约束,实现自运动优化避障;针对不可规避碰撞,提出了基于"杠杆原理"的调整方法,通过调整目标点的姿态实现避障。最后,通过设计关节加速度的优化函数对轨迹进行优化以减少机器人的冲击惯性。通过仿真实验,验证了上述算法的可行性。

摘要：设计一种基于三单元具有六阶精度的修正Hermite-ENO格式(CHENO),求解一维双曲守恒律问题. CHENO格式利用有限体积法进行空间离散,在空间层上,使用ENO格式中的Newton差商法自适应选择模板.在重构半节点处的函数值及其一阶导数值时,利用Taylor展开给出修正Hermite插值使其提高到六阶精度,并设计了间断识别法与相应的处理方法以抑制间断处的虚假振荡;在时间层上采用三阶TVD Runge-Kutta法进行函数值及一阶导数值的推进.其主要优点是在达到高阶精度的同时具有紧致性.数值实验表明对一维双曲守恒律问题的求解达到了理论分析结果,是有效可行的.

摘要：确定结构维修间隔是民机结构维修大纲中的关键内容之一,民机利用率对维修间隔制定的合理性有很大影响。基于环境损伤条件下的民机结构,通过分析不同利用率下影响金属结构环境损伤的指标的敏感性,提出了民机结构维修间隔与利用率匹配模型。在该模型中,应用序关系分析法-属性重要度相结合的组合赋权方法,对不同利用率下影响金属结构环境损伤的指标进行组合权重评估,确定金属结构环境损伤的总等级,并根据环境损伤等级-维修间隔回归方程确定了不同利用率下的民机结构维修间隔,最后采用灰色关联分析法验证了不同利用率下各指标评价值与理想值的关联度。以某型飞机中央盒段上壁板内表面维修间隔确定为例,对所提出的模型进行验证分析,利用模型得到的维修间隔与维修审查委员会报告(maintenance review board report,MRBR)规定相比偏小,鉴于该文件规定的为最低工程要求,从而确定该维修间隔满足要求,证明了模型的有效性。研究成果表明,建立的民机结构维修间隔与利用率匹配模型的适用性较强,可以有效解决国产飞机结构维修大纲中维修间隔确定时利用率考虑不足的问题,具有较高的工程应用价值。

摘要：工程实践中常常需要对结构上相同、几何上彼此有一定偏差的批量复杂结构毛坯逐件进行CAD模型逆向重建,这样重复的操作会浪费大量的人力,制约生产周期。针对此类问题,提出了一种基于结构特征模板和逆向设计表的快速逆向建模方法。该方法首先根据毛坯结构的特点制定结构特征模板、创建基于开放式知识表示的逆向设计表,然后通过读取模板中的元素和设计表中的操作步骤信息自动地依次进行点云测量数据的自动分割、不同曲面类型的逆向重建、各重建曲面特征之间后处理等操作。在算法和理论研究的基础上开发了相关程序,实例验证表明,该方法达到了快速逆向建模的目的。

摘要：提出一种高阶调谐齿轮传动原理,定义了调谐齿轮的错时相位角。基于动态啮合力开展高阶调谐齿轮参数设计研究,推导出调谐齿轮最佳传动参数,验证调谐齿轮错时相位角、调谐阶数对动态响应的影响;结合具体案例,进行高阶调谐齿轮的动力学数值模拟,研究高阶调谐齿轮传动参数对系统动态啮合力以及振动响应的影响。研究结果表明,当调谐阶数为2(二阶调谐齿轮)、错时相位角为1/2个齿距时,调谐齿轮时变啮合刚度和接触力波动最小,振动位移以及振动加速度波动最小,从理论上验证了二阶调谐齿轮具有明显的减振作用。

摘要：对航空发动机风扇叶片振动适航符合性设计方法开展了研究。采用非均匀有理B样条实现风扇叶片型线的设计,通过各截面型线质心实现风扇叶片积叠成型;建立榫头的草图,拉伸生成风扇叶片的圆弧榫;考虑强度、振动特性,实现伸根段的设计。从振动适航条款CCAR 33.83的要求出发,给出了风扇叶片振动符合性的验证方法,基于建立的风扇叶片模型,采用有限元方法对风扇叶片的振动特性和振动应力进行计算。计算结果表明,在整个飞行包线环境下,该风扇叶片的振动特性和振动应力水平满足振动的适航条款要求,为风扇叶片的振动符合性设计与验证提供了依据。

摘要：针对大型民机操纵面故障问题,提出模型跟随直接自适应重构控制算法.该算法克服了离线设计控制律的局限及间接自适应控制的不足,当操纵面发生故障时,能够在线及时更新飞行重构控制律,保证良好的飞行品质.考虑到大型民机飞行模态以线性控制为主,首先建立了状态空间下的被控对象模型、参考模型及故障模型,在此基础上设计了重构控制器,然后运用李亚普诺夫稳定性理论导出了控制器中增益阵的更新律,并证明了所设计的闭环重构系统是渐近稳定的.最后,考虑B747-100/200飞机在巡航阶段的横侧向运动,进行方向舵故障模式下的控制重构仿真,结果表明,模型跟随直接自适应控制对操纵面故障有很好的自适应调节能力,且具有良好的飞行品质.

摘要：民机直接维修成本分配是飞机研制阶段一项重要的经济性设计环节,本文对民机维修成本的分配方法进行研究。应用熵权-TOPSIS(technique for order preference by similarity to ideal solution)方法确定类似机型设计参数的权重,再利用加权距离计算机型的相似度,建立了一种新的民机直接维修成本分配模型。通过实例分析,文中方法所得结果比功能分解法和函数逼近法更为精确,效果良好。