摘要：根据作战任务规划对任务分解辅助决策的迫切需求,提出一种基于效用筛选的作战任务多方案分解和优选框架。针对任务描述通用性差等不足,基于5W理论对作战任务进行规范化描述,实现对各类作战任务的通用化定量描述;针对任务分解影响因素和约束条件的复杂性,从任务场景、领域知识两个方面建立任务分解模型,将任务分解转化为多约束运筹优化问题;针对传统任务分解方法单一、分解方案优选手段缺乏等问题,设计一种基于效用筛选的层次任务分解方法,实现多套分解方案生成和筛选优化。以具体作战任务为例,对该方法进行验证。仿真实验结果表明,层次任务分解方法能够对生成的多套方案进行优选,最优概率达到90%以上,满足实际作战辅助决策需求。

摘要：针对某型升降筒具有薄壁且筒内壁存在多个异型倒扣的结构特点,设计了一模一腔的点浇口三板式注塑模具。运用计算机辅助工程(CAE)分析技术对模具的浇注系统和冷却系统进行了优化设计,在满足成型质量要求的前提下,确定了最终的浇口直径和冷却水道的尺寸和布局;通过正交试验对塑件的翘曲变形量进行了优化,通过均值和极差分析得到了优化后的注塑工艺参数组合。巧妙的在模具动模上设计了四组斜度为2.5°的大斜顶机构,以及斜度为11°的四组小斜顶机构,解决了升降筒内壁多个异型倒扣的脱模困难问题。在模具设计过程中运用CAE技术可以预判塑件在成型过程中可能出现的问题,进而对模具关键部位进行优化设计,可以有效的缩短模具的研发周期;本文所设计的模具布局合理,关键部件采用镶件,降低了加工难度,为相似塑制品模具的研发提供有益的借鉴。

摘要：为了准确评估地面无人装备不同自主能力对作战效能的影响,本文围绕地面无人装备自主作战效能评估方法展开研究,提出了针对地面无人装备的“环境适应力—任务适应力—自主能力”的自主作战效能评估指标,设计了针对自主作战效能的评估方法,并在仿真系统中进行示例验证。该方法对于指导地面无人装备自主能力建设具有一定参考意义。

摘要：大型直升机的滑动舱门尺寸较大,强度刚度要求高,多根滑轨和多个滑轮组的布置导致舱门运动过约束,易发生滑行卡滞问题,并导致舱门无法上锁。以某大型民用直升机的滑动舱门为例,对其滑动过程建立运动方程,分析滑轨轨迹设计和滑轮组布置时需要注意的问题,并基于LMS Motion对舱门滑动过程进行多体动力学仿真分析,分析及验证其滑轨导致舱门滑行运动不顺畅的原因。再优化改进滑轨轨迹设计,降低滑动舱门打开时的开启力,使舱门滑行更顺畅。

摘要：为了研究凹坑单元不同排列方式对直升机气动阻力的影响,分别在直升机尾舱门处布置矩形排列、菱形排列和等差排列的凹坑单元。采用基于剪切应力输运模型(k-ωSST)的计算流体力学方法,对比分析了不同排列方式的减阻效果、后体局部流场和表面压力分布情况。计算结果表明,以菱形排列的凹坑形非光滑表面可以获得最好的气动减阻效果,机身总减阻率可以达到10.9%。进一步分析发现,由于在相同大小曲面内,菱形排列能够布置最多的半球形凹坑单元,而半球形凹坑单元可以延缓机身后体流动分离,抵消对阻力直接做出贡献的低压区面积,从而减小机身的气动阻力。

摘要：反扭矩系统是用来平衡旋翼反扭矩和对直升机进行航向操纵的部件,发展和改进反扭矩系统一直是直升机领域的重要研究课题之一。利用横流风扇既可以改变气流的流动方向、还可以控制气流的流动速度、改变流动特性这一特点,将其嵌入直升机尾梁内部,通过在尾梁上端和侧端分别设置进排气口而产生一定的侧向力,实现平衡反扭矩的功能。对系统的二维剖面采用计算流体力学(CFD)的方法进行了相关的流场分析和气动力计算,初步分析了风扇叶片旋转速度和旋翼下洗速度对系统推力和功率的影响规律,得出了一些有用的结论,为反扭矩系统后续的研究工作奠定了一定的基础。

摘要：空天飞行器多任务、多工作模式的特征,要求导航系统具有灵活性且保证精确性和稳定性。在空天飞行器中,常用多种导航传感器组成多源容错组合导航系统,但是单余度组合导航系统并不能满足空天飞行器可靠性的要求。针对上述问题,提出一种多源多余度模糊容错导航系统设计方法,在每个余度系统已设计故障诊断和隔离的基础上,通过模糊评估计算每个导航系统的品质因子,从而有效地诊断和隔离惯性导航系统的故障,保证导航系统的精度和可靠性,该方法对软、硬故障均具有较好的处理能力。仿真结果表明,基于该方法的导航系统结构具备容错性能,在系统出现故障的情况下,比传统多源导航系统具有更优的性能,且在不同飞行阶段具备良好的适用性。