过载法消除矩形压力蒸汽灭菌器焊接残余应力的数值分析

灭菌器的内腔通常由奥氏体不锈钢焊接而成,焊接残余应力与腐蚀介质共同作用,具有较高的应力腐蚀倾向,降低残余应力可减轻应力腐蚀。采用SYSWELD软件对奥氏体不锈钢矩形压力蒸汽灭菌器进行包括对接焊、搭接焊、T型焊三种焊接方式的数值模拟,得到焊后残余应力的分布;将焊接模拟结果导入到NASTRAN软件中,对灭菌器夹套和内壁进行加压卸载模拟,得到加压卸载后残余应力的分布。分析其残余应力变化规律,结果表明:过载法能有效改善矩形蒸汽灭菌器残余应力的分布情况;316L更容易通过加压卸载方法消除残余应力。

降低亚轨道飞行器再入法向过载峰值的攻角设计方法

针对亚轨道飞行器再入中的大过载问题,提出一种通过保持法向过载动态平衡以大幅降低法向过载峰值的攻角设计方法。该方法基于再入飞行中过载演化特性,通过自主分段、预测反馈及迭代修正对再入攻角进行设计,使攻角变化率与法向过载的期望平衡值相适应,并可经过重复计算及收敛实现法向过载峰值最小化。仿真计算的结果表明,该方法能够大幅降低亚轨道飞行器再入中的法向过载,且按照该方法设计所获攻角策略可有效用于亚轨道飞行器再入任务规划、再入轨迹和制导律设计。

利用Pearson-Ⅲ分布预测某飞机法向过载极值

基于Pearson-Ⅲ分布对工程极值数据具有很强的拟合能力,利用该分布对某飞机法向过载极值样本进行了分析研究。推导建立了不同偏态系数C_s下的离均系数Φ_p计算方法,消除了因查表插值造成的参数估算误差;考虑到常用的适线法在Pearson-Ⅲ分布曲线拟合时"最优"拟合无统一的定量评判标准,根据试飞数据的模糊性提出利用最大隶属度原则来评判曲线拟合优劣,并推导建立了隶属度函数。分析计算表明:以平均相对误差、最大误差和隶属度为衡量标准,认为该飞机法向过载极值符合Pearson-Ⅲ分布是科学合理的,也验证了相比于适线法,隶属度函数作为分布参数优化目标函数更具优越性。

飞机纵向控制中的法向过载设计

以某飞机为研究对象,通过在俯仰角速度控制回路上加上法向过载回路作为外回路,实现飞机纵向控制中的法向过载设计.反馈增益的设计则选用输出反馈线性二次型算法,该算法可以同时闭合所有反馈环节,设计出所需要的反馈系数.分析了选用法向过载控制回路的合理性.最后,分别给出了低空、中空、高空该控制回路的阶跃响应,验证了该控制规律的有效性和正确性.

一种基于法向过载的反舰导弹机动识别方法

针对反舰导弹在突防段利用机动弹道干扰防空导弹作战决策的问题,提出一种基于法向过载的目标机动识别方法。对机动突防策略特点及其对防空导弹作战决策的影响进行分析,从识别参数的选取、法向过载的计算方法、判别门限的设定、机动过程中法向过载的变化规律4个方面得到机动识别的结论,并在积累一定时间的观测数据后,通过计算验证目标是否进行弹道机动的交变机动。仿真结果证明,该方法有较强的针对性和实用参考价值。

电传飞行控制系统法向过载传感器补偿方法研究

现代战机普遍采用数字电传飞行控制系统进行增稳和控制。法向过载是飞控系统的重要反馈。受重力影响,法向过载传感器的测量值会随飞机姿态变化,给飞机的配平和操纵带来困难。本文以某型电传飞机为例,利用飞机姿态信息对法向过载传感器测量值进行补偿,并通过仿真验证其效果。

基于迎角和法向过载反馈的纵向控制律设计

提出了一种基于迎角和法向过载反馈的纵向控制律设计方法,运用该方法以某型飞机为平台进行了控制律设计,并进行了飞行品质计算分析,计算结果满足相关要求。

过载拉伸消除不锈钢焊接残余应力的数值分析

采用试验与数值模拟相结合的方式对过载法消除残余应力做了定量分析.采用SYSWELD软件对多层焊进行焊接模拟,得到焊接后残余应力场,将其导入Nastran软件,再进行过载拉伸模拟,研究其残余应力的变化规律.结果表明,随着过载拉伸作用的逐步增大,焊接残余应力峰值大幅降低,且焊接残余应力分布更加均匀,但是超过一定数值以后,残余应力消除的效果逐步减弱.计算结果与X射线测量结果趋势吻合,表明该数值方法是可行的.研究方法和研究结果对焊接残余应力消除提供参考.

飞行载荷模式识别方法的研究及应用

基于飞机/发动机载荷参数分布概率模型未知,利用常用概率分布结合正确的模式识别方法,得出样本最贴近的概率模型,再根据高精度的概率分布参数估算方法预测出样本极值。利用随机数样本对马氏距离、模糊贴近度和加权距离法三种模式识别方法进行了分析筛选,分析表明,加权距离法能够准确地识别出载荷样本最贴近的概率模型。利用载荷模式识别法分析得出某飞机法向过载最大值可用三参数威布尔分布描述,并通过K-S方法验证了载荷模式识别法分析结果的正确性。建立的载荷模式识别方法和极值预测方法为飞机和发动机可靠性研究提供了重要的方法支持。

三参数威布尔分布参数估算方法对比研究

提出了一种改进的最大似然法用于估算三参数威布尔分布参数。从累积分布函数、样本量、数据敏感性三个方面对比分析了相关系数法、最大似然法和灰色模型法三种参数估算方法的优劣性。研究得出:相关系数法和改进后的最大似然法估算的参数精度比灰度模型法高,灰度模型法对数据更敏感、参数估算值波动大,建议在飞机和发动机可靠性研究中采用相关系数法或最大似然法估算三参数威布尔分布参数。将威布尔分布应用在某飞机法向极值的研究中,结果表明该飞机法向过载极值符合三参数威布尔分布。建立的方法对于飞机和发动机结构可靠性研究具有一定的参考价值。

穿越烟气流的飞机颠簸评估方法对比分析

为了分析飞机穿越烟气流时颠簸情况评估指标的差异,对目前国际上通用的耗散系数和过载增量进行了研究比较,利用计算流体力学方法,在不同工况下应用两种评估指标评价了飞机穿越烟气流场时的颠簸状况。结果表明:由于两种颠簸评估方法的立足点、数据指标均存在一定差异,对严重颠簸区域进行评估时,建议选用过载增量法;而对于颠簸整体范围进行评估时,选用耗散系数法更为安全。研究结果为评估飞机穿越烟气流时颠簸情况的选用提供了参考。

一种基于落角约束的偏置比例导引律

为增大反坦克导弹的命中落角,提高毁伤效果,建立了击顶弹道末制导段的弹目相对运动模型,提出了一种基于落角约束的偏置比例导引律,并研究了落角约束对导引律法向过载的影响,通过设计盲区控制方案减小了命中点法向过载,最后基于导引弹道仿真与传统比例导引律以及两种其它类型的改进比例导引律进行了仿真比较.仿真结果表明,该偏置比例导引律控制落角能力较强,同时具有较高的命中精度.

无人机覆盖路径规划中转弯机动的运动学分析

针对无人机覆盖路径规划过程与机器人的不同,对无人机转弯机动的运动学特性进行了分析。建立了无人机转弯机动的数学模型;证明了转弯过程比直线平飞需要耗费更多的燃油;推导出了转弯过程中,给定巡航速度下最省油的法向过载计算公式;分析了转弯过程中探测区域移动路线与无人机移动路线之间的关系,并分三种情况给出了转弯过程中转弯路程和转弯时间的计算公式。

无人攻击机攻击低速目标的末制导律

根据无人攻击机的攻击过程,设计了一种基于自动驾驶仪的末制导律。在所设计的末制导律中,无人攻击机导引头通过对目标的距离和速度的测量,解算出攻击时刻和转弯半径,通过自驾仪的控制,使无人机以一定的法向过载对固定目标或低速移动目标实施攻击。算例分析表明,所设计的末制导率能保证无人攻击机垂直或以较小的落角命中目标。

基于模糊PID控制的地形跟随系统设计

系统控制精度、抗干扰能力和飞行过载是衡量地形跟随系统性能的三个重要的指标;通过对传统的基于航迹角PID控制的地形跟随系统进行分析,引入法向加速度信号,构建了一种模糊PID控制器,设计出一种基于法向加速度模糊PID控制的地形跟随系统;在MATLAB平台下对该系统进行数字仿真,结果表明:所设计系统的法向过载幅值减小,系统的越顶超调显著降低,在常值干扰信号下系统抗干扰能力明显优于传统PID控制系统;验证了所设计方案的合理性和可行性。

电传民机高速保护功能应用分析

高速保护功能作为主动控制技术之一,已在当代电传民机上广泛应用。结合空客电传民机设计实例,首先分析了该功能的必要性和设计目标;其次探讨了该功能的设计考虑,包括高速保护裕度考虑、高速保护方案考虑和故障情况下的考虑;最后阐述了高速保护与其它包线保护功能的关系,包括与滚转角保护的关系、与俯仰角保护的关系和与法向过载保护的关系。

基于目标变轨运动的扩展比例导引律仿真研究

在传统动力学微分方程的基础上提出一种扩展的比例导引规律,对于目标感知危险距离之后的正弦变轨运动,通过仿真运用扩展比例导引法分析对法向过载和弹道曲率的影响。仿真结果表明,与传统的比例导引比较,在合适的随机量下扩展比例导引法拦截目标时,导弹在接近目标时的法向过载的波动有所改善,拦截时间和法向过载均有较好的性能,对于大机动目标的追踪性能优于经典的比例导引规律。

某型运输机发生严重颠簸时的阵风响应分析

介绍了某型运输机在飞行中遭遇阵风,引起飞机发生严重颠簸的情况。分析了颠簸时自动驾驶仪参数、发动机参数和飞机纵向参数变化。结果显示,高度、指示空速、迎角、俯仰角、法向过载等飞参在飞机遭遇阵风时的响应迟滞不同。同时计算得到飞机的相对升力(与颠簸前飞机稳定平飞时升力的比值)和垂直风速,其极值分别为0.25 m/s和-11.58 m/s,出现在飞机发生严重颠簸(最大法向过载增量为-0.52)时。

RLV自主着陆航迹设计与控制研究

研究了重复使用运载器(RLV)自主着陆陡下滑捕获-陡下滑-圆弧拉起-指数拉平模式航迹生成算法设计;为解决不同着陆段航迹控制指令跳变问题,提出了航迹指令自适应平滑算法;以捕获点法向过载跳变最小为指标研究了三次多项式陡下滑捕获点的优化方法;给出了完整的在线航迹生成算法;基于法向过载的开环加闭环复合控制指令跟踪方案,使用simulink进行数值仿真,结果显示文章提出的航迹生成算法可以自动生成有效航迹,控制方法可以保证航迹平滑过渡且对初始扰动具有良好的鲁棒性,从而验证了方法的可行性和有效性。

考虑自抗扰的飞行器轨迹线性化控制研究

在对飞行器轨迹控制的过程中,由于相关参数设置之间存在自扰作用,导致控制效果与期望存在较大偏差,为此,提出考虑自抗扰的飞行器轨迹线性化控制研究。结合飞行器在不同飞行模式下的运动特征,构建飞行器运行状态模型,明确状态参数之间的关系。根据影响飞行器轨迹状态的扰动因素,通过分别为飞行器设置合理的动压约束条件、法向过载约束条件以及控制量约束条件,以此实现对飞行器轨迹的线性化控制。实验结果表明,设计控制方法对应飞行器轨迹回路的航迹角与期望之间的偏差分别稳定在0.2°以内,轨迹回路的速度与期望之间的偏差稳定在1.0m/s以内,轨迹回路的姿态角与期望之间的偏差分别稳定在1.0°范围内。