摘要：为保障复杂装备技术状态管理的有效集成和多方协同,实现技术状态管理业务数据的双重有序管控,提出基于领域系统(domain system,DS)的建模架构和设计方法。通过引入基于模式的系统工程(pattern-based system engineering,PBSE)框架,构建基于DS的复杂装备技术状态管理基本架构,设计DS元模型、DS模型、DS模式的建模方法,将国防部体系架构元模型(Department of Defense Architecture framework metamodel,DM2)进行复杂装备技术状态管理领域化重组为DS元模型,并通过领域元数据映射为DS模型,使其有序组织为适用于具体装备技术状态管理的DS模式。为验证所提方法的有效性,以运载火箭结构系统多视图物料清单(X bill of material,XBOM)为案例,开展基于DS的技术状态管理应用。结果表明,所提方法可为其技术状态管理提供兼具建模的一致性和可追溯性的实施方案,为复杂装备技术状态管理的领域模型配置提供指导性思路。

摘要：飞行器的边界特性决定了其安全性和飞行性能,是飞行器设计的难点和重点。引入迎风格式伴随方程和不同的通量限制器处理形式,提高复杂流动问题的伴随方程求解精度、效率和鲁棒性,拓展伴随优化方法在飞行器边界特性设计的应用范围。介绍了离散伴随求解梯度的基本原理,在此基础上推导了伴随方程的无黏项及其边界条件的变分形式,根据通量限制器的处理方式,形成一阶精度、二阶精度和混合精度的伴随方程。对伴随方程的边界处理措施进行了研究。通过ONERA M6机翼梯度精度和鲁棒性验证算例,对比迎风格式和中心格式的伴随方程求解性能,分析限制器和边界处理措施对伴随方程的收敛性和梯度精度的影响。通过CRM翼身组合体巡航气动优化设计和边界特性优化设计算例,验证了求解器对飞行器巡航性能设计和边界特性设计的有效性。计算和设计结果表明,建立的迎风格式伴随方程求解方法鲁棒和梯度精度高,能够适用于飞行器边界特性设计难题的求解。

摘要：采用树脂传递塑膜工艺制备碳纤维二维三轴编织复合材料,分别通过空气炮系统和落锤冲击实验系统开展了二维三轴编织复合材料在不同冲击能量下的高、低速冲击实验,并通过超声C扫描获取了不同冲击能量下的分层损伤情况,分析了二维三轴编织复合材料的高、低速冲击响应及损伤失效特性。然后,对低速冲击试样开展压缩实验,结合数字图像同步测试技术,阐明了不同冲击能量下二维三轴编织复合材料的冲击后压缩性能。结果表明,在低速冲击载荷下,随着冲击能量的增加,二维三轴编织复合材料的损伤面积等比例增大,但能量吸收增大了近2倍,在6.7 J/mm的冲击能量下,材料内部产生严重的损伤,导致其剩余强度大幅下降。二维三轴编织复合材料的弹道极限速度约为138.5 m/s,当弹体入射速度大于弹道极限速度时,其损伤面积随弹体入射速度的增大而降低。

摘要：为厘清天然气输气站管道噪声特性,基于一维麦克风阵列测试原理,搭建天然气输气站管道噪声测试系统,设计不同输气流量、不同管道组合下的输气工艺测试工况。通过测试对比和分析可知,输气站支路管道噪声在频域上主要分布在3个特征频段上,在沿管道输气传输方向的空间内整体呈“M”型分布;随着输气流量的增大,输气管道噪声频率特性基本保持不变,但其总声压级有所提升;不同供气支路组合下其噪声总声压最大可相差2.8 dB,因此可以通过调整输气工艺,实现相对较低的天然气输气站噪声运行环境。

摘要：神经网络方法作为一种高效高精度建模方法,在多个领域得到广泛应用,但其自身的“黑箱”特性结合工程问题特有的小样本现象使得模型可靠性不足,预测结果不确定性大,严重制约了神经网络模型的使用。为提高神经网络模型的工程适用性,以飞机纵向非定常气动特性为研究对象,利用时间卷积神经网络实现了纵向大幅振荡风洞试验的时域非定常气动力建模,并使用MC-Dropout技术对预测结果的不确定性进行评估。在此基础上结合不确定性分析结果,开展了风洞试验样本主动采样。结果表明,模型不确定性可作为预测精度的先验评价指标,模型预测误差与不确定性具有强线性关系,主动采样策略较随机采样策略可以最多降低40%的样本需求,验证了该方法在提升黑箱模型可信度与降低建模样本需求量方面的有效性。

摘要：变弯度技术能提升飞行器气动性能,与翼身融合(BWB)布局相结合可进一步增强其气动优势。但无尾BWB仅靠后缘舵面配平,纵向力臂短,配平阻力惩罚大,因此进行BWB后缘变弯度设计时需充分考虑配平阻力损失。针对无尾BWB,考虑平面参数对后缘舵面配平能力的影响,基于全局优化方法研究了不同机翼后掠角和机翼位置的BWB构型上后缘变弯度技术的减阻原理和作用效果。结果表明:在不同升力系数下,配平阻力损失都显著减小变弯度技术的减阻收益。BWB平面参数通过影响激波强度与配平能力,左右变弯度技术的减阻收益并影响舵面偏转角度。相比于基准构型,增大后掠角会使得小升力系数下减阻收益增加、大升力系数下降低;而机翼位置靠前,则会使得不考虑力矩配平时减阻收益增加、考虑力矩配平时阻收益降低。工程上进行无尾飞行器后缘变弯度设计时,应综合考虑后缘变弯度的减阻收益以及变形所需的舵面偏转角度。

摘要：连续氧化铝纤维增强氧化铝复合材料(Al_(2)O_(3f)/Al_(2)O_(3))是发展高性能航空发动机热端部件的理想材料。本工作研究了国产Al_(2)O_(3f)/Al_(2)O_(3)复合材料的室温和1000℃拉伸力学性能,使用SEM观察拉伸试样的微观形貌和断口形貌,使用TEM观察纤维的微观结构,采用Weibull分布统计分析抗拉强度,利用纤维推入法得到纤维/基体界面剪切强度。结果表明,国产Al_(2)O_(3f)/Al_(2)O_(3)复合材料室温抗拉强度为(257±31)MPa,1000℃的抗拉强度为室温的78%,已达到国际Nextel610/Al_(2)O_(3)水平。研究发现,界面结合强度是影响抗拉强度的主要因素。界面结合强度较低,纤维拔出长且分散,抗拉强度高;界面结合强度较高,发生纤维束断裂,且纤维拔出变短,抗拉强度低。

摘要：机电产品高加速剖面制定方法存在剖面关键要素与激励失效机制关联性不明确、故障激发效率低、试验成本高等问题。为打通累积损伤与振动试验剖面关键要素之间的关联机制,提出基于反馈近似损伤的振动加速激励设计方法,通过动态控制损伤增量,实现对振动试验剖面的精细化设计。结合振动损伤机制分析与功率谱密度频域解析技术,量化振动激励与累积损伤之间的映射关系,建立振动激励-损伤对应模型(Vibration Excitation-Damage Corresponding Model,CM-VED),以某型引信振动高加速步进试验为例验证所提方法的有效性。研究结果表明:获得的振动高加速试验剖面较标准固步法破坏极限激发精度提高60%,在保证高激发精度的基础上时间较均分法缩短33.33%;所提CM-VED可为建立激励-损伤对应关系提供理论依据;所提基于反馈近似损伤的振动加速激励设计方法可在保证激发精度的前提下降低试验成本,为机电产品振动高加速试验剖面设计提供技术支撑。

摘要：飞机模块化设计可以增加飞机的任务类型,降低成本。在机翼模块化结构设计初期,由于翼尖变形量不明确导致无法衡量不同展长机翼的结构刚度特征对系统目标函数(结构质量最小)的贡献差异。针对上述问题,在灵敏度协调优化方法的基础上,系统级中引入各子系统级的权重系数模拟实际设计工作中不同子系统对系统目标函数的贡献存在差别的现象,并给出不同展长机翼结构(不同子系统级)的权重系数的计算方法,形成含子系统级权重的灵敏度协调优化方法;通过模块化桁架和模块化机翼结构优化算例的求解,对模块化机翼初步结构设计方法进行验证。结果表明:含子系统级权重的灵敏度协调优化方法能够获得既满足强度要求又具有一定刚度的模块化机翼初步结构。

摘要：为提升多无人机协同对地打击任务的作战效能并提高协同任务分配效率,提出一种基于作战单元毁伤概率结果的任务分配方法。构建3种典型地面目标毁伤评估模型,计算不同打击方向下各目标的毁伤概率作为任务分配问题的数据支撑。对各无人机挂载不同武器打击地面目标的典型场景,提出改进混合粒子群优化算法解决任务分配问题。利用遗传算法的交叉、变异操作更新粒子位置,对交叉操作、变异操作进行改进并引入粒子反转操作增加粒子的多样性,避免陷入局部最优。通过仿真算例对所提方法进行验证,结果证明在利用毁伤评估模型计算地面目标的毁伤概率后,所提方法能在满足毁伤要求的前提下得到满足约束条件的任务分配方案,且能提高多无人机体系整体上的作战效能。