基于面向对象技术的飞行器六自由度仿真研究

针对飞行器制导和姿态控制分立式三自由度仿真存在的不足,研究并给出了飞行 器的六自由度运动模型．应用面向对象技术,建立了飞行器制导与姿态控制联合的六自由度 仿真模型．根据仿真结果,分析了仿真系统的可信性．最后概括了所研究仿真系统的特点．     

某型飞行器的运动模型建立及仿真

为解决大型联合作战仿真系统中飞行器建模需求,从军事概念模型和软件模型两个角度梳理了飞行器建模要素,建立了飞行器的飞行轨迹仿真模型.为建立落点精度估计模型,提出了利用试验数据改进飞行轨迹仿真计算模型的优化方法,并进行了仿真打靶计算.计算结果表明,飞行器仿真模型在程序优化和计算效率方面都取得了明显的效果,能够满足联合作战仿真系统设计需要,并且保证较好的计算精度.     

亚轨道飞行器返回段动力学虚拟样机设计

为进行亚轨道飞行器返回段飞行仿真实验,详细划分返回段动力学虚拟样机层次结构,建立虚拟样机各子系统数学模型,并以此为基础在VPM（Virtual Prototype and Modeling）仿真平台上实现亚轨道飞行器返回段的动力学虚拟样机设计．使用现有的亚轨道飞行器总体方案在该虚拟样机系统上完成虚拟实验,仿真结果表明,该虚拟样机系统设计合理,可以为今后的亚轨道飞行器研制工作提供一定的技术支持．     

基于VxWorks的飞行器模飞测试方法研究

在传统飞行器综合测试中,特别是模飞测试中,通常侧重于电气系统的接口匹配性测试,但对飞行控制软件、飞行时序和控制参数的正确性考核不够充分,往往需要依赖半实物仿真试验来进行验证。为解决飞行器传统模飞测试中测试覆盖性不足、测试效率较低的问题,在某型飞行器的测试过程中,采用闭环实时仿真的设计思路,设计了一套基于VxWorks的飞行器模飞综合测试系统。结合某飞行器电气系统综合试验开展了设计验证工作,试验过程模拟了多种工况下的飞行轨迹,能够验证和覆盖所有飞行时序动作,所有硬件系统均能按照设计流程工作,各项技术指标能够满足设计要求。试验表明该方法能够有效提高对飞行控制软件和时序动作的测试覆盖性并能提高整个飞行器的测试效率。     

基于SPH算法的飞行器鸟撞数值仿真分析

应用LS-DYNA动力学仿真软件,采用SPH算法进行鸟撞平板数值仿真分析.通过与实际试验结果对比分析,仿真计算结果与试验结果吻合较好,同时得到了鸟弹撞击速度与损伤(最大应力)之间的的经验公式.鸟撞平板仿真验证了仿真方法、模型及结构属性模拟的合理性,仿真计算结论为飞行器结构抗鸟撞设计提供有价值的数据.     

基于RTX的工程飞行模拟器数据采集与存储系统设计

在一些仿真应用中,由于Windows操作系统较差的实时性,从而给许多半物理仿真试验带来了一些不确定的因素.在充分论证的基础上,引入了Ardence公司的基于Windows的硬实时解决方案RTX（Real-Time eXtension）,并结合某型号飞行器仿真课题总结出了Windows环境下RTX实时应用系统的设计方法与开发流程以及RTX下硬件板卡驱动程序的编写,最后将这种设计方法成功应用在某型号飞行器飞行仿真系统中.实验证明该仿真系统是可靠的、稳定的,整个实验过程中飞行器的飞行数据没有丢失,仿真周期确定,结果正确,RTX仿真程序能够满足系统对实时性和确定性的要求.     

海上机动目标建模及其在分布式仿真中的应用

机动目标建模是飞行器分布式仿真研究中的重要环节,它为飞行器控制系统仿真提供模拟的机动编队目标行动、对抗策略和作战效果,其模拟精度直接关系到整个仿真系统的可信度;文章首先介绍目标节点在仿真系统中的作用和数据传输关系,然后基于理论建模和统计建模方法,推导并建立了舰炮反导作战仿真模型、舰空导弹反导作战仿真模型、作战效果评估模型,已成功应用于某分布式仿真系统,仿真试验结果证明了模型建立的有效性。     

一种飞行器燃料温控系统设计与优化

高空长航时飞行器由于长时间处于低温使用环境中,飞行器的燃料及其供给系统需进行温度控制功能设计,以保障飞行器长时间正常运行,以免造成飞行器损坏;飞行器燃料所处的低温环境受到内外部多种热源影响,且与飞行器的飞行任务剖面密切相关,温度环境复杂且难以有效计算仿真;针对飞行器在复杂低温环境中对燃料进行温度控制功能的需求,以及飞行器对温控系统高可靠性要求、资源条件限制苛刻等限制条件,开展了温控系统设计和优化,并完成了硬件设计和系统仿真;由于地面试验和真实环境差异较大,单一地面试验很难模拟真实热环境,对系统优化设计造成困难,针对性开展热环境分析,系统方案设计、地面试验和飞行试验联合验证,优化系统方案,实现了一种高效可靠,且易于工程应用的燃料贮箱温控功能,取得了良好的工程应用效果,同时该优化设计方法具有一定的扩展性。     

亚轨道飞行器进场着陆段控制方法研究

研究轨道系统在常用的飞行控制方法的基础上,进一步分析了亚轨道飞行器着陆段飞行的特点,为实现精确着陆,将进场着陆段分为纵向和侧向两个相互独立的运动来分别予以分析,并以内外回路的设计方法给出相应的控制规律,以X-34为模型,制定相应的控制策略,保证着陆时飞行器精确跟踪轨迹线。仿真结果证实方法可以对亚轨道飞行器进场着陆段进行有效的跟踪控制。大量仿真试验表明控制规律对于进场着陆是切实可行的。     

基于动态调速的定航线飞行冲突探测与解脱

针对同一层空域下的定航线的两架或三架飞行器,提出一种动态调整飞行器飞行速度的方案以避免飞行冲突的发生。当飞行器进入调速区后动态检测各飞行器的位置及相互之间的距离,首先对飞行器和飞行器与航线交叉点之间的距离进行判断,依据判断的结论建立飞行器坐标系,并利用刻画各飞行器间的位置及其变化的一组偏微分方程和优化控制理论对飞行器的速度进行调节。仿真试验结果证明该调速方案是安全的。     

基于保结构方法的航天器中微电子器件布局优化

航天器中的精密微电子器件布局影响着航天器局部振动特性,反过来,航天器的局部振动影响着精密微电子器件稳定性和精度.基于此,本文对航天器中微电子器件的布局进行了优化,以降低结构局部振动对微电子器件的影响.在每一步优化迭代过程中,微电子器件固定在一薄板上,薄板通过螺钉固接在航天器结构本体上,使用关注系统局部几何性质的保结构分析方法分析该薄板结构的局部振动特性.本文的优化方法和优化结果为航天器中精密微电子器件的布局设计提供参考.     

支承舱减振性能分析

支承舱是运载火箭与航天器之间的重要连接结构,支承舱的振动特性是力学环境设计需要考虑的因素之一.本文从振动环境控制的角度进行支承舱结构动力学分析,阐述了一种基于支承舱振动特性研究的改善航天器力学环境的方法.在有限元建模过程中,引入了材料级性能试验.计算并比较了不同材料支承舱结构对航天器振动环境的作用,比较了连接面形式对振动环境的影响.基于分析结果给出了进一步研究的建议.     

高速列车复合材料地板振动性能分析

为分析不同复合材料高速列车地板减振性能的差异,对其进行力学性能测试,分别采用多层叠混合模型及单层模型计算复合结构材料的等效参数并验证.建立包含内装地板的高速列车车体有限元模型;基于实车线路测试结果,以车体底架振动加速度信号作为地板瞬态响应激励,计算复合地板材料结构的瞬态振动响应及振动传递率,得到不同复合材料地板的振动特性.研究结果表明：桦木芯材优于桤木芯材;外层面板厚度的增加使得地板的减振性能增强,但过大会导致减振性能下降;不锈钢面板比铝合金面板地板结构固有频率低且质量较大,不利于车体轻量化设计.     

压电驱动微型振动平台的仿真分析

针对航天领域一些微型零件的测试要求,设计了一种以压电元件为驱动源,结合柔性铰链机构的微型振动平台,建立了微型振动平台的有限元模型,模拟几种常见的控制波形,对平台在多点激励下的动态特性进行了仿真分析。结果表明,可以通过计算机设计复杂控制波形,使平台变换姿态或按一定规律振动。该文的仿真分析为平台的进一步研制提供了重要的参考依据。     

空间飞行器阻尼减振设计与应用

在空间飞行器结构设计中,为改善仪器设备的振动环境,基于结构模态特性和动力学响应的关系,以某型号空间飞行器为例开展阻尼减振设计.通过仿真分析及地面试验,对减振设计的有效性进行验证.结果表明：在结构模态中的最大应变部位周围附加阻尼层可有效降低结构振动.结构测点在共振峰附近的放大倍数显著降低,最大降低幅度超过90%;结构测点的随机振动响应量级降至设备耐受能力范围之内,阻尼减振设计达到预期目的.     

悬臂梁压电式振动发电机材料性能优化研究

具有高能量密度的微型压电振动发电机可以无限、持续地为无线传感器网络提供能量。为了提高有限体积悬臂梁压电式振动发电机的发电能力,通过力学模型及有限元仿真分析了单晶片型式、双晶片并联型式和双晶片串联型式压电振动发电机的材料参数与输出电压及固有频率之间的关系。结果表明,在低频工作环境下,应优先选择PZT-4、PZT-5A、PZT-5H的压电材料和不锈钢、镍合金的基板材料。     

Active vibration isolation based on model reference adaptive control

High-performance instruments are very sensitive to vibrations and jitters. In this article, a new approach towards multi-degree-of-freedom (DOF) active vibration isolation and its application in spacecraft jitter suppression are presented. Model reference adaptive control (MRAC) with acceleration feedback is used to isolate random disturbances. However, a side effect of this algorithm is that displacements at low frequencies are amplified. Thus, the MRAC is augmented with proportional–integral–differential (PID) displacement feedback to suppress vibration displacements. The MRAC-PID composite control is applied to a 4-leg platform to isolate vibrations and suppress tip/tilt jitters. The scheme is also used to isolate 6-DOF vibrations and steer the payload of a flexible spacecraft. Satisfactory performance of vibration isolation and jitter attenuation has been observed.     

Dynamics of a rotating flexible and symmetric spacecraft using impedance matrix in terms of the flexible appendages cantilever modes

The subject of this work is the dynamics of a rotating spacecraft. The spacecraft is modeled as a main rigid body connected to two flexible solar panels. The orbital motion of the whole spacecraft with a constant angular velocity is considered, interacting with small rigid motions of the main body, and small elastic deformations and infinitesimal vibrations of the solar panels. A continuum approach based on the Rayleigh–Ritz discretization is used to describe the distributed flexibility in the spacecraft. Rayleigh–Ritz discretization functions used are the clamped modes of the solar panels. This method enables us to construct the impedance matrix of the whole system relating to the displacement of the main body and the external torque. A spectral expansion of this impedance matrix, in terms of these clamped modes is obtained in the frequency domain. The numerical results presented show that for small values of orbital angular velocity, the vibration motion frequencies of the flexible parts (solar panels) are not perturbed substantially. Moreover, when great values of orbital angular velocity are simulated, these frequencies change considerably. The present investigation based on the Rayleigh–Ritz discretization shows the effect of the interaction between the orbital motion of the whole spacecraft and the vibration motions of the flexible parts.     

基于ADAMS的减振系统仿真

采用减振方式减小运载火箭在发射状态对空间飞行器产生的过载是一种理想形式,但通常减振设计必须进行详细计算与实际验证,周期长,准确性差,费用高.因此,文中提出了一种新的采用减振措施来减小发射段振动的影响的方法;又采用虚拟样机技术,利用ADAMS动力学仿真软件对其横向振动特性进行了仿真研究,表明该方法可以有效的减小发射状态下的过载对空间飞行器的影响;并提出用ADAMS软件建模对该系统进行参数优化设计的具体方法.同时表明,用ADAMS软件建立减振系统三维实体模型进行仿真设计,具有速度快、分析方便、便于实施和结果准确等特点,是理想的一种设计方法.     

航天器模态分析-试验体系工程实践研究

传统航天器结构模态试验通常会用来检验结构有限元分析模型,但往往是通过人工调整有限元模型参数来修正模型,分析与试验联系不紧密,影响后续分析结果的精度、研制周期和经费等.为改变航天器模态分析及试验现状,文中介绍了模态分析-试验体系工程研制流程在理论上的可行性,并以某缩比舱段为例,基于Virtualab-Nastran软件平台,完整实施模态分析-试验体系过程,包括预试验分析、模态试验、模型修正等过程,紧密联系模态分析、试验,并依据试验结果准确快速修正有限元模型,使分析结果与试验接近,实现精确建模.