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摘要：针对爆炸环境下座椅对乘员的防护要求,建立整车爆炸环境,利用仿真计算与试验所得乘员响应对比进行有限元模型验证。通过翻卷管的结构尺寸、启动载荷的设计及动态吸能仿真完成了吸能元件的设计。利用AEP-55乘员伤害准则,对乘员约束系统中翻卷管外径、翻卷半径与翻卷管壁厚运用试验设计、模型建立进行多目标优化。结果表明.翻卷管吸能元件工作过程中具有较高稳定性,能够有效提升乘员约束系统的防护性能。多目标优化获得了乘员约束系统防护性能的提升。

摘要：针对当前方法存在伪码跟踪结果不准确的问题,提出基于改进扩展卡尔曼算法的伪码跟踪优化方法。利用振幅、采样时间和码相位等条件计算输入信号,获取到伪码信号的初始位置,建立伪码跟踪环路模型。通过代价函数的计算来分析伪码的跟踪性能,获取状态的预测值和预测方差,并计算代价函数的极小值,利用高精度的迭代方法对方差和协方差展开计算,得到分解因式,计算伪码的容积点,完成对伪码的跟踪,并求得伪码环路模型的解,实现伪码的跟踪优化。实验结果表明,所提方法在对伪码跟踪优化时,具有较好的跟踪性能,并且伪码的相位误差较小,能够准确的完成对伪码的跟踪。

摘要：为某型机枪武器站进行射击仿真研究,运用虚拟样机技术,确定武器站的多柔体拓扑关系,通过三维建模软件Unigraphics NX建立三维实体模型,利用Ansys Workbench生成模态中性文件,在动力学分析软件Adams中建立动力学模型实现刚柔耦合,进而施加不同射击载荷,获得在机枪单发和连发下枪口的振动特性。通过与实弹射击试验结果比较,验证了虚拟试验结果的可信性及动力学模型的有效性。得到了不同射击工况下武器站的动力学特性。为后续机枪武器站结构优化、射击精度控制提供参考。

摘要：针对目前自行火炮弹药补给能力不足的情况,提出并设计了一种包括模块化弹药仓输送机构和自动补弹机构两大部分的弹药补给系统,自行火炮射击时该弹丸补给系统的的主要目的是,实现分装式弹丸与药筒可快速且准确的完成装填;通过理论设计与仿真证明该系统能够实现分装式弹丸和药筒的快速补给。结合输送机构的整体空间尺寸,建立了快速补给弹丸路径的理论模型,并且建立了补弹机构的三维模型,在此的基础上,将三维模型导入ADAMS并施加约束,对此补弹机构进行了多体运动学仿真。得到了关键零件夹抱臂及弹丸的运动过程曲线。通过结果分析表明,该新型填补弹丸机构能够实现弹丸与药筒的快速补给,提高了自行火炮补弹速度,进而能够极大地提高自行火炮的作战能力。

摘要：风电机属于极电大尺寸电磁散射体,在高频区段其雷达散射截面(Radar Cross Section,RCS)准确求解极为困难,造成风电机对雷达目标定位仿真严重失真。为准确获取风电机RCS值,提出了将矩量法(Methods of Moments,MoM)与物理光学法(Physical Optics,PO)混合计算方法应用于风电机电磁散射求解的思想。根据PO法的应用条件,将风电机的叶片、机舱及塔架照明区划分为PO区,将阴影区的风电机叶片边缘、连接点等表面不连续目标划分为MoM区。对MoM区电场积分方程矩阵方程进行离散,从而获取MoM区的感应电流,在此基础上推导了PO区感应电流的耦合求解公式,最终完成整个风电机电磁散射场的计算,实现风电机对雷达目标定位干扰的准确仿真。与缩比模型实验测量结果对比,采用PO-MoM混合方法明显较传统PO算法准确。

摘要：为确保使用自航水雷进行攻势布雷时潜艇的安全性和隐蔽性,充分利用潜艇气动不平衡发射装置布雷效率高的优点,必须建立气动不平衡发射装置的内弹道模型,针对新型自航水雷的特点,仿真分析发射过程,论证发射可行性。阐述了气动不平衡式发射装置的基本原理,分段分析发射过程,针对气动不平衡发射装置的工作流程,利用控制体理论,按照气体工作过程,建立气动不平衡发射装置的发射过程数学模型,结合新型自航水雷的特征参数,依据不同发射深度,计算分析了膛压、出管速度等发射过程的关键数据,论证分析了大深度发射新型自航水雷的可行性和安全性,结果表明出管速度和膛压满足安全性要求,气动不平衡发射装置大深度发射新型自航水雷是完全可行的。

摘要：介绍了伪谱法在小推力轨道优化设计,尤其是行星际小推力转移轨道的优化设计中的应用。首先,根据初末状态,使用一次伪谱法,可以求得保持推力常开的小推力转移轨道。将这一条转移轨道作为初值,进行第二次添加了推力大小控制的伪谱法,得到一条具有bang-bang开关控制的燃料最优小推力转移轨道。由于两次伪谱法的应用,使得问题的收敛性得到提高。此外,还利用轨迹成型法与模拟退火法来为伪谱法进行初始化,从而使问题的收敛性进一步提高,同时也为伪谱法提供更好的转移窗口。

摘要：研究飞艇囊体和声腔耦合作用下,飞艇囊体膜弹性振动特性。目前,研究飞艇囊体振动行为的主要方法是将囊体内外压差作为预应力施加在囊体上,对囊体进行模态分析,忽视了内部气体与囊体结构的耦合作用对囊体振动行为的影响。而柔性囊体结构振动受内部空气影响显著。将飞艇囊体形成的封闭腔体视为声腔,应用结构-声耦合分析方法,分析囊体和声腔耦合作用下,飞艇囊体振动的模态特性。得到囊体和声腔耦合作用下囊体振动的固有频率和模态振型,以及囊体内外压差对囊体振动的影响机理。为验证方法的有效性,应用结构-声耦合分析方法,建立矩形膜-声腔耦合系统的有限元模型,得到不同压差下,膜-声腔耦合系统的固有频率和模态振型;同时,建立矩形膜-声腔耦合系统的试验模型,测得系统的模态参数,验证结构-声耦合分析方法建立的有限元模型的有效性。结果表明,飞艇囊体与声腔的耦合作用使得飞艇囊体弹性振动的频率降低,囊体内外压差仅对特定的模态振型有影响。为研究飞艇囊体的动力学特性提供依据,也为飞艇囊体表面刚性结构布置和控制系统的设计提供参考。

摘要：为了保证军民航防相撞方法能够在航空领域中发挥重要作用,针对当前方法空域政策调整的不合理,导致军民航防相撞的准确率低、合理性差。提出基于功能共振模型的军民航防相撞方法,建立军民航装备安全指标的判断矩阵,并计算军民航安全评价指标的权重,能够获得军民航装备安全的评价结论,为下一步的研究做铺垫。在此基础上,建立军民航事故树模型,阐述了军民航相撞的原因,计算军民航相撞的征候事件。利用军民航相撞事故树中最小割集的数量等条件,计算军民航基本事件在事故树中的重要度系数,调整空域政策或统一管制来防止军民航相撞,通过对军民航相撞征候事件的分析和重要度系数的计算,完成军民航防相撞的研究。实验结果表明,所提方法在对军民航实行防相撞研究时,具有较高的准确率,并且可以合理调整空域政策,有效的防止军民航相撞。

摘要：可垂直起降飞行器是一种同时具有多旋翼飞行器和固定翼飞行器的优点的飞行器,可以实现垂直起降、空中悬停、高速大航程飞行,未来有着巨大的研究价值和发展潜力。姿态控制是飞行器控制的重要基础,垂直起降飞行器动力学模型在飞行过程中会发生很大的改变,姿态稳定性控制难度较大。首先介绍一种新型变结构垂直起降飞行器,在对其建立动力学模型的基础上,采用线性自抗扰控制方法,针对垂直起降模式下的姿态控制问题设计了控制器。通过仿真对比,验证了所提出的自抗扰控制器具有调节时间短、鲁棒性强等一系列优越性能。仿真结果表明,与目前常用的PID控制方案相比,自抗扰控制方案大幅提升了飞行器垂直起降模式下的姿态稳定性控制效果。

摘要：针对三卫星库仑力编队在地球同步轨道构型与指向控制问题,研究编队位置平衡解.旨在为稳定控制设计提供能控性依据与前馈平衡解。研究挑战一方面在于三星库仑力编队系统的仿射非线性,另一方面需保证平衡电荷解为实数解。首先在希尔坐标系下建立以构形参数为自变量的动力学模型,然后在特定假设条件下根据平衡解条件去解算平衡解对应的构形参数与控制输入,使得库仑力和重力抵消掉航天器间的相对加速度,实现航天器相对希尔坐标系的位置保持。最后通过数值方法得到了等腰三角形编队在不同希尔坐标轴平面内电荷量与方位角和顶角的关系,以及可行域百分比与顶角的关系。

摘要：客机座舱压力控制系统泄漏特性优化控制用于提高改善的鲁棒性,改善客机乘坐舒适度。客机正常飞行过程中必然存在一定程度的泄漏,解决飞行状态发生变化或泄漏面积突然增加时,座舱压力与座舱压力变化速率绝对值瞬态大幅增长,超过人体正常承受范围并且需要一定的调节时间才能降到正常水平这一问题,是提升客机舒适性体验的重要环节。传统的PID控制与模糊PID控制方式不能很好的解决这一问题,利用自适应模糊PID控制方式设计的控制系统优化了物理论域到模糊论域的映射,在飞行状态发生变化及泄漏面积突然增加时具有更小的座舱压力误差与座舱压力变化速率波动、更短的调节时间及更少的气体泄漏量,具有更强的控制鲁棒性。

摘要：为了实现多导弹成员对无线信道的共享,以时分多址(TDMA)模式的战术数据链为基础,提出了一种基于优先级的混合时隙分配算法。算法按照节点的数目分配固定时隙,保证了每个成员基本业务和申请要求的基础,同时根据节点和业务特点划分优先级,并按照综合优先级的高低进行动态的分配时隙资源。仿真结果表明,上述算法与固定时隙分配算法和动态时隙分配算法相比较,不仅有更低的时延和更高的吞吐量,而且保证低优先级业务服务质量,更能适应节点数目变化的情况。

摘要：为了解决空军航材配置中存在的多目标决策问题,提高航材配置优化决策的精度和效率,建立了航材配置的多目标优化数学模型,并将帕累托支配相关概念与一种先进的群体智能算法--蚁狮算法相结合,构建了多目标蚁狮算法求解航材配置优化模型的思路和框架。通过数值仿真,得到了最优配置方案集合,并进一验证了该算法的效果和效率。研究表明,上述算法能够很好的解决航材配置中的多目标优化问题,为空军航材保障提供了一种有效的优化方案。

摘要：机翼前缘是飞行器上雷达探测的强散射源之一,针对其电磁散射特性对几何设计参量的敏感性分析,采用APDL语言建立类机翼前缘参数化模型,通过有限元仿真获得基础模型下雷达散射截面(RCS)沿垂直面方位角的分布数据。选取模型典型几何尺寸及吸波涂层厚度为关键几何参数并建立变参数模型。通过仿真计算不同电磁波频率下模型的RCS,并对RCS对几何参数的敏感性及涂覆雷达吸波材料抑制RCS的效果进行了分析,归纳出机翼前缘的若干电磁散射特性和雷达散射截面的变化规律,能够为飞行器隐身化设计提供基本设计依据和技术方法。