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[硕士论文] 柏植
控制科学与工程 安徽理工大学 2018(学位年度)
摘要:四旋翼飞行器具有低成本、零伤亡、可重复利用和结构简单的优点,吸引了众多的学者参与到四旋翼飞行器的研究中。但其飞行系统是一个欠驱动、非线性和强耦合的系统,因此实现精准的控制是难点之一。另外,实现飞行器自主飞行的前提就是获取准确的姿态角,四旋翼飞行器一般使用微机电系统(MEMS)器件作为导航传感器,但是MEMS器件有着噪声高和易受环境影响的缺点,如何使用高效的数据融合算法来实现姿态角的准确解算也是重要的研究方向,本文将针对以上问题展开研究。
  首先,根据飞行器建模需要,建立了两种坐标系,推导出了姿态旋转矩阵,以牛顿的力学公式为基础,根据飞行器的动力学特性建立非线性动力学模型方程组,为飞控系统的设计奠定了基础。然后,为了优化导航研究中姿态角的稳定性能,并实现全姿态解算,分别使用基于四元数算法的扩展卡尔曼滤波(EKF)和模糊自适应扩展卡尔曼滤波(FAEKF)对采集的传感器数据进行数据融合,并使用MATLAB对上述算法进行了仿真验证,结果表明,模糊自适应扩展卡尔曼滤波算法在姿态稳定性能控制上更优。最后,使用飞行器的动力学方程组分别搭建了姿态控制模型和位置控制模型,使用PID算法进行控制,完成仿真实验。为了优化控制效果,设计模糊控制器对PID进行优化,并使用MATLAB/Simulink平台进行验证,结果表明模糊PID提高了姿态稳定的控制性能。
  使用本文所设计的控制算法和姿态解算算法对四旋翼飞行器进行飞行试验,试验表明:本文提出的算法可以取得良好的飞行效果,证明了算法的可行性。
[硕士论文] 吴尚儒
信号与信息处理 黑龙江大学 2018(学位年度)
摘要:闪存技术自诞生以来,以摩尔定律所预言的速度快速发展,逐步弥补了其单位存储成本高的劣势,进而凭借存取性能优异、体积小、低功耗等特点在消费电子、网络服务、企业应用等领域占据越来越重要的地位。
  本文系统地阐述了一个基于闪存技术和异构混合架构,针对航空领域定制的固态存储方案的设计与实现。本系统针对特定需求设计了专用通信接口和通信协议,并提供了扩展多种接口的能力。系统硬件上采用了分离式设计,其中固态硬盘部分在功耗、体积的限制下集成了大容量的闪存阵列,优化了读写性能;而扩展板部分提供了多种接口的转换和测试平台。本系统通过增强型ECC(Error Correction Code)、冗余磁盘阵列等硬件机制,和磨损均衡、坏块管理等软件算法保证了数据的安全、可靠存储。
  本文着重研究了固态硬盘控制器的软件设计,包括通信协议的设计和解析,多核软件间的互联和同步,坏块表的数据结构、坏块替换机制等坏块管理方式,磨损均衡算法,充分利用系统并行资源的读写流水线设计等。得益于系统架构设计灵活,本文分析对比了系统在容量、可靠性等方面的不同配置下的性能,并展示了实际测试结果。本文最后给出了系统基于真实硬件和仿真平台的测试方案和结论。
[硕士论文] 徐旺丁
机械工程 合肥工业大学 2018(学位年度)
摘要:气动弹性问题是飞行器设计过程中必须解决的重要问题,随着计算技术的发展,数值模拟方法已经成为可以与风洞试验进行相互验证的重要方法。在气动弹性计算方法中,早期发展的基于线化理论的各种非定常气动力模型已经得到了广泛应用。伴随计算机性能的大幅提高,有限元与计算流体力学(CFD)方法已经在很多工程中得到了应用,成为气动弹性计算的主要方法。基于非定常CFD技术的气动弹性仿真计算,虽然在模拟非线性问题上具有很大的优势,但是其计算量大、耗时多等缺点使得该技术在开展气动弹性分析、控制和优化设计时有很大的局限性。
  本课题旨在探究改善非定常CFD气动力、非线性有限元的降阶模型计算方法,在保证计算精度的条件下,提高气动力与结构响应的计算效率。
  本文的主要工作如下:
  1.针对CFD/CSD耦合计算气动弹性特性的精度和高效性问题,在支持向量机降阶模型的基础上提出并构建了基于CFD技术的非定常气动力支持向量机决策树降阶模型,代替CFD求解器用于标准翼型跨音速下的气动弹性分析。
  2.研究了随机森林算法原理,首次将随机森林算法引入到非定常气动力建模研究领域,构建了基于随机森林算法的非定常气动力降阶模型,将所得到的模型用于对跨音速范围内的标准翼型气动弹性的预测。
  3.研究了几何非线性壳元有限元算法的降阶模型,基于本征正交分解(POD)原理思路,建立基于POD的气动弹性降阶模型,并应用于高超声速下的简支壁板的气动弹性计算研究。
[硕士论文] 王鑫
机械制造及其自动化 合肥工业大学 2018(学位年度)
摘要:飞行器翼面蒙皮损伤会严重影响飞行器的飞行安全,目前国内外对于其无损检测多以手工操作为主,手工检测成本高、效率低并且无法保障检测的全面性。实现飞行器翼面蒙皮的自动化无损检测已成为当前的研究热点。本文设计了由搭载平台、UR10机械臂、超声相控阵检测装置组成的无损检测系统,并对搭载平台及该检测系统的关键技术进行了研究,主要工作内容如下:
  一、根据技术要求,设计无损检测系统搭载平台结构,并对搭载平台工作装置的液压原理进行研究。
  二、对无损检测系统搭载平台的结构进行有限元分析,从静态角度验证整机结构的安全稳定性。
  三、对无损检测系统搭载平台的臂架变幅平稳性进行研究,基于ADAMS对大臂变幅机构进行优化,同时,通过加设阻尼网路的方式改进变幅液压回路。最后,运用ADAMS与AMESim软件对改进前后的臂架变幅系统进行联合仿真,仿真结果表明,经过改进,臂架的变幅平稳性显著提高。
  四、明确该无损检测系统的集成方案,为保证检测效果,对比分析检测方案,同时基于ADAMS对搭载平台调平机构调平精度进行优化。在完成搭载平台样机试制后,测试其性能。最后,集成该检测系统并进行无损检测试验,验证了该集成方案的可行性。
  综上所述,本课题的研究成果为飞行器翼面蒙皮的半自动化、自动化无损检测实现奠定了基础,并对单缸三铰点变幅机构的变幅平稳性研究及静液压调平机构调平精度优化有一定的指导意义。
[硕士论文] 李润田
电气工程 合肥工业大学 2018(学位年度)
摘要:目前航空器制造领域正在越来越多的使用新型复合材料代替传统的金属材料,但复合材料结构在遭受雷击时损伤程度更加严重,这对航空器的安全飞行造成了严重威胁,研究碳纤维复合材料的雷电损伤及相关防护问题变得十分重要。电阻率是碳纤复合材料雷电热损伤的重要内因,本文以此为出发点研究碳纤维复合材料雷电损伤特性。
  本文首先介绍了碳纤维丝束、碳纤维预浸料、碳纤维复合材料层压板的电阻率测量方法并选择试验件进行电阻率的测量。选择碳纤维/树脂含量、防护改性方式两种影响碳纤维复合材料电阻率的因素进行研究,对复合材料试验件进行雷电流直接效应试验,获得雷电损伤阈值、损伤面积、损伤深度等数据,研究其雷电损伤特性。随后利用有限元仿真软件ANSYS建立碳纤维复合材料层压板模型,针对以上两种因素进行热电耦合仿真进一步分析碳纤维复合材料电阻率因素对复材雷电损伤特性的影响。主要结论如下:
  (1)四电极法测量碳纤维预浸料、碳纤维复合材料电阻率可以减小接触电阻对测量结果的影响,碳纤维预浸料电阻率与纤维编织方式有关,碳纤维复合材料电阻率在纤维轴向电阻率较低而厚度方向表现为大电阻特性,二者相差可达数个数量级。
  (2)在无任何防护情况下,碳纤维复合材料遭受雷击时极易产生损伤,随着电流峰值提高,损伤延伸纤维方向扩展。碳纤维含量越高在一定条件下能提高复合材料导电能力,减小雷电损伤面积与损伤深度。
  (3)碳纤维复合材料电阻率是影响其雷电损伤特性的重要内因,碳纤维复合材料的防护改性能够降低电阻率,加速雷电能量耗散,提高复合材料耐受电阻热的能力从而改善其抗雷击性能。
[硕士论文] 王乾隆
控制理论与控制工程 合肥工业大学 2018(学位年度)
摘要:随着现代科学技术的不断发展,多旋翼飞行器技术也变得越来越成熟。尤其是在应用领域更加广泛。基于图像的无人机识别跟踪技术在目前仍然是一个需要急于解决的难题。本文以六旋翼飞行器和图像采集系统作为研究的实验平台,主要对于基于图像特征的多旋翼飞行器目标识别跟踪问题,进行了详细的探讨。介绍了系统硬件和软件组成,重点分析了多旋翼飞行器姿态控制算法和目标图像匹配跟踪算法,并总结了基于图像特征的多旋翼飞行器目标跟踪系统的控制方法和系统工作过程。
  本文研究了基于图像特征的多旋翼飞行器目标跟踪技术,包括多旋翼飞行器姿态控制算法的优化、目标图像特征识别匹配以及多旋翼飞行器目标跟踪控制和图像采集目标识别跟踪的硬件系统和软件系统。对于多旋翼飞行器姿态控制算法,在传统的PID控制器算法基础之上,分析了飞行器的空气动力学原理,通过四元数和欧拉角对飞行器姿态进行算解,提出了一种位置和姿态双闭环PID控制优化型算法。实验结果表明,本文改进的多旋翼飞行器姿态控制方法可靠,能够快速响应、无静差和较小超调量,克服了飞行器的实时性差、响应慢的缺点,并能够抵抗一定外界干扰且能够快速恢复稳定平衡状态等优良性能。
  对于目标图像识别跟踪技术,在传统的区域匹配和特征匹配方法的基础上,提出了区域和特征信息相结合的SURF图像匹配方法。实验结果表明,本文改进的匹配方法不仅计算量较小,而且误匹配率低,鲁棒性较强。最后,设计了多旋翼飞行器控制系统硬件平台、图像采集系统硬件平台,完成了相应的图像采集MATLAB、目标识别跟踪算法、飞行器姿态控制STM32程序编写和优化。通过多旋翼飞行器对目标图像识别跟踪的实验结果表明,本文的设计方法可以得到满意的效果。
[硕士论文] 曹信杰
控制工程 合肥工业大学 2018(学位年度)
摘要:飞行器雷电抑制器测试仪是为各类飞行器的雷电抑制器所研发的性能检测装置。根据各类雷电抑制器中不同性能的功能元件,如气体放电管,压敏电阻,TVS(Transient Voltage Suppressor瞬态电压抑制器)等的特性,雷电抑制器测试仪采取不同的测试方法对其性能进行检测并给出测试结果用以判定元件的可靠性,从而对飞行器的适航要求提供一定的依据,保障飞行器的安全。随着我国航空事业的快速发展以及军事装备的不断升级,对于飞机的快速起降,尤其是航母舰载机的短时维护再起降的要求也越来越高。
  为了能更快速地检测飞机雷电抑制器内用来判定其保护功能是否正常的主要器件的钳位电压,从而节省飞机维护周期所需的时间,研制了一种新型的应用于飞机雷电抑制器测试仪的多通道快速检测方法。该方法是对已有的雷电抑制器测试仪进行了显著的软硬件升级和改进,使之在原有的基础上能够更快速更准确地进行单通道性能检测以及新增的多通道性能检测。该测试仪依旧采用C8051单片机作为中心控制单元,增加了飞利浦公司的PEA9506芯片用以拓展本文所涉及的新型多通道快速检测功能。升级改进后的测试仪经调试使用后,技术指标完全达到设计要求,通过调整主控软件,能够应对各类不同飞机雷电抑制器的需求。
[硕士论文] 丁晨迪
电工理论与新技术 合肥工业大学 2018(学位年度)
摘要:充氧过程中,高分子材质的充氧阀头可能会聚集静电荷并放电,在空气环境下不易燃烧的材料在高压纯氧环境下燃烧特性会发生变化,可能导致静电放电引起的火灾事故。氧气是助燃气体,氧气系统一旦起火,会造成十分严重的生命、财产损失。因此,为预防、控制此类事故,需研究阀头材料在充氧环境下静电放电引燃特性。
  本文首先分析了充氧阀头实际可能的静电起电来源、起电能力和放电影响。然后,采用基于电火花放电的方式,测试阀头材料在MPa级压强纯氧条件下的最小点火能。为此设计了电火花点火系统及点火能量测试系统,采用对电极放电电流、电压进行能量积分的方法,代替了传统的直接用电容储能作为点火能量的测试方法。为满足高压强的实验要求,本文自主研制了一种安全可靠的高压静电放电引燃密封装置,首次提出了针对固体材料的沿面放电式电极改进方式,并建立了相应实验系统和方法。
  针对某型飞机氧气系统发生火灾事故时所使用的充氧阀头材料——尼龙1010进行了高压纯氧环境下的静电放电引燃实验和点火能量的测量,并初步分析了阀头静电放电引燃危险性,主要结果如下:
  (1)在本文实验能量范围内,储能电容能量损耗率高达73%-93%,采用积分法测试点火能量有效提高了实验结果的准确性。
  (2)随纯氧压强升高,尼龙1010材料的最小点火能迅速减小,3MPa时己降低至0.55mJ,仅为常压时的1/1364,具有静电放电引燃危险性。
  研究结果对氧气系统火灾事故的机理分析、静电防护与相关改进具有一定的意义。
[硕士论文] 朱文武
控制工程 合肥工业大学 2018(学位年度)
摘要:四旋翼无人飞行器是一种垂直升降无人飞行器,它能够实现精准悬停,室内飞行和低速巡航等任务,已经被广泛应用于民用和军用领域。由于四旋翼无人飞行器是一个典型的欠驱动控制系统,具有多变量,强耦合,非线性的特点,这使得控制器设计非常具有挑战性,如何设计高性能的飞行控制器一直以来都是控制领域的热点问题。有限时间控制技术是一种新的非线性控制方法,具有快速收敛和抗扰动性能强的特点,可以有效改善闭环系统的控制性能。
  本文首先综述四旋翼无人飞行器的研究现状和有限时间控制理论。然后,介绍四旋翼无人飞行器的基本结构和飞行原理,并建立一种基于四元数描述的四旋翼无人飞行器系统模型。基于该模型,分别研究单个四旋翼的跟踪控制问题和多个四旋翼的编队控制问题。不同于大多数现有的研究成果,即只能保证闭环系统的渐近稳定性,本文所提出控制器均可实现有限时间稳定,即系统状态可以在有限时间内收敛到平衡点,明显提高系统收敛速度。具体来说,针对单个四旋翼的跟踪控制,基于齐次性理论,提出一种有限时间位置跟踪控制律,基于加幂积分技术,提出一种有限时间姿态跟踪控制律,使得四旋翼无人飞行器的位置和姿态都可以在有限时间内跟踪上期望值。针对多个四旋翼的编队控制,基于有限时间一致性理论,提出一种分布式有限时间编队控制策略,使得所有四旋翼无人飞行器都可以在有限时间内形成编队队形并沿着期望轨迹飞行。与此同时,本文基于Lyapunov理论,严格证明闭环系统的有限时间稳定性,并通过Matlab仿真验证理论的有效性。最后,本文设计并搭建一种基于球关节的四旋翼无人飞行器姿态控制实验平台,对有限时间姿态控制算法进行实验验证。实验结果表明,与PID控制相比较,有限时间姿态控制算法不仅可以提高闭环系统收敛速度,还可以减小稳态误差。
[硕士论文] 赵伟杰
电气工程 合肥工业大学 2018(学位年度)
摘要:进行飞机整机雷电间接效应试验时,雷电流经飞机引出后,必须通过由返回导体组成的返回通路流入接地端口,一般采用同轴回路作为雷电流的返回通路;但是同轴回路结构布局的特殊性会对机身雷电流的分布效应产生影响,不合理的结构布局会影响整机雷电试验结果,因此需要进行同轴回路对机身雷电流分布效应影响的研究。
  本文针对同轴回路的结构布局对飞机舱段雷电流分布效应的影响进行两个方面的研究,其一是同轴回路对舱段表面雷电流分布的影响,其二是同轴回路对舱段内部电缆耦合特性的影响。具体的研究内容有:
  首先阐述了整机雷电间接效应的分析方法,重点研究了整机试验的基本原理与方法。然后建立舱段的仿真模型,设计同轴回路,通过改变同轴回路的结构布局,研究舱段表面电流密度分布的变化规律,推导出电流密度分布不均匀度计算公式,并进行仿真验证。随后在舱段内部铺设电缆,改变同轴回路的结构布局,探究电缆感应电流的变化规律,综合仿真结果,研究电流密度分布不均匀度对内部电缆感应电流的影响。最后制作模拟舱段试验件,设计缩比雷电流波形发生器并进行舱段的缩比雷电流试验研究,试验结果验证了仿真的结论。在本文仿真模型及试验布局下,主要结论有:
  (1)当返回导体距离舱段表面高度和返回导体数量增加时,舱段表面电流密度分布不均匀度随之降低。
  (2)当返回导体距离舱段表面高度和返回导体数量增加时,舱段内部电缆上感应电流随之降低。
  (3)当舱段表面电流密度分布不均匀度在30%以下,整机雷电试验测量误差在可接受范围内。
[硕士论文] 程凌云
电力系统及其自动化 合肥工业大学 2018(学位年度)
摘要:雷电电压可高达上亿伏,峰值电流可达到200kA,这给飞机的正常飞行带来一定的安全隐患,因此对飞机进行雷电防护是必不可少的。飞机雷达天线罩雷电防护是飞机雷电防护的重要组成部分,纽扣式雷电分流条是天线罩雷电防护的关键部件,这种分流条的透波效率高,但其雷电防护能力显著受制于其设计结构及在天线罩表面的分布。
  本文基于GJB3567-1999《军用飞机雷电防护鉴定试验方法》与SAEARP5416《飞行器雷电测试方法》中试验要求,分别进行纽扣式雷电分流条的击穿耐压试验及其雷电流、雷电压直接效应试验,获得不同设计参数下纽扣式雷电分流条的击穿电压及雷电压、雷电流损伤情况。结合上述标准中天线罩的雷电屏蔽试验工况,在有限元软件COMSOL中,针对某型号机载雷达天线罩建立了天线罩雷电屏蔽模型,从分流条长度、数量和天线与罩体距离三个方面,仿真分析了纽扣式雷电分流条布局对天线周围感应电场的影响趋势,获得了纽扣式分流条布局对天线罩雷电防护能力的影响规律,并通过试验验证了仿真结果的有效性。通过在有限元软件CST的微波工作室中建立天线罩雷电屏蔽模型,仿真研究雷电防护设计参数对某型机载天线罩透波性能的影响规律。本文主要结论如下:
  (1)纽扣式雷电分流条击穿电压随其长度的增加呈现非线性上升趋势,金属纽扣间距越大增加速率越快,间距越小增加速率越慢。纽扣式雷电分流条长度和金属纽扣间距的增大,分流条击穿电压等级均逐渐提高,且雷电压及雷电流直接效应损伤加重。
  (2)针对此型号天线罩,随着纽扣式雷电分流条长度和数量的增加,天线附近电场强度呈递减趋势,长度超过天线自身高度的约40%后,这种趋势变缓;数量达到分流条最大间隔经验公式所对应最小值后,这种趋势同样变缓;随天线与罩体距离的增大,天线周围场强会有小幅增强。
  (3)该型号天线罩表面纽扣式雷电分流条长度在900mm以内,罩体保持高透波率。天线罩透波率随罩体表面分流条数量的增加呈现线性下降趋势,且高频天线对应的下降速率缓于低频天线下降速率。天线偏移角越接近0°或90°时,天线罩透波率相对较高,而天线偏移角在45°附近时,天线罩透波率相对较低,且高频天线偏移对天线罩透波率影响小于低频天线偏移。
[硕士论文] 赵铭
控制理论与控制工程 合肥工业大学 2018(学位年度)
摘要:随着太阳能光伏发电的飞速发展,在大规模的光伏发电中也时常出现各种故障影响整个发电效率,其中最常见的就是热斑现象。对于这个普遍存在的问题,唯有定期对整个光伏阵列进行巡检。在光伏巡检系统中,四轴飞行器控制系统显得尤为关键,因此本文的工作可以概括为以下几个方面。
  (1)根据四轴飞行器的基本组成结构,分析四轴飞行器的基本运动与力的关系并建立地理坐标系和机体坐标系,然后通过欧拉方程和牛顿第二定律得到四轴飞行器数学模型;
  (2)阐述了基于Mahony滤波的四元数姿态融合方法,并通过姿态解算实验验证其有效性;设计了基于微分先行和不完全微分的四轴飞行器控制器来增强其稳定性和抗扰性;在matlab环境下搭建simulink四轴飞行器运动仿真模型进行了仿真实验,验证了四轴飞行器控制器对其运动控制的有效性。
  (3)搭建了四轴飞行器系统硬件平台,并在该平台下完成控制系统的软件设计,主要包括姿态解算和控制算法的实现,最后通过飞行实验验证了四轴飞行器在自稳、跟随期望值和抗扰性三个方面的能力。
  (4)简述了光伏巡检系统的工作流程,并阐述了地面站图像处理算法原理及软件实现,最后通过光伏红外图像拼接实验验证了图像拼接算法的有效性。
[硕士论文] 柏玲磊
机械设计及理论 合肥工业大学 2018(学位年度)
摘要:在飞机蒙皮拉伸成形的过程中,板料内部会产生不同的应力,导致零件厚度分布不均匀;成形结束后,部分应力会留在内部,形成残余应力,导致零件产生较大的回弹,回弹量过大是蒙皮最主要的问题。这些缺陷会严重影响零件的使用质量。为了解决上述问题,本文提出了一种飞机蒙皮振动辅助拉伸成形的新工艺,主要内容如下:
  1.结合振动减小残余应力的机理,提出了振动辅助飞机蒙皮拉伸成形的原理;通过理论探索,确定了振动辅助拉形工艺参数的选择范围;给出了辅助拉伸成形的振动施加方法;
  2.设计了一种振动辅助拉伸成形的实验装置,重点介绍了主要组成结构部分,对主要结构进行了强度校核;对机身进行了模态分析,探究了机身固有频率与施加的频率是否会产生共振问题;给出了液压系统原理图;结合模态分析法再次对机身进行了轻量化的设计。
  3.建立了振动辅助拉形的有限元模型;完成了AA2024材料的拉伸成形和回弹的有限元分析过程,得到了全程振动下蒙皮的成形极限图、厚度减薄率以及回弹量;探究了全程振动辅助拉形在成形性、厚度减薄率、回弹方面对蒙皮零件具体的影响;确定了全程振动下效果最佳的工艺参数。
  4.建立了阶段振动的拉伸成形、回弹仿真模型;研究了在特定频率、振幅下弹性阶段振动、塑性阶段振动对蒙皮回弹的影响;探究了在塑性阶段振动持续的时间对蒙皮零件回弹的具体影响。
[硕士论文] 左曦
电机与电器 合肥工业大学 2018(学位年度)
摘要:高压氧单向阀充氧阀门的充氧阀头多采用高分子绝缘材料,易产生并积累静电,并且随着高分子绝缘材料在多领域的广泛使用,静电所引起的危害常会带来严重的后果,国内外都发生过许多由意外静电放电引起的燃烧或爆炸事故,常造成严重的人员伤亡或者财产损失。飞机充氧系统在充氧过程中,阀头内部绝缘材料在工作运动时在其表面可产生一定的静电,在高压纯氧环境下静电放电极其危险,因此,针对高压氧气充氧阀门的静电研究非常重要。
  为模拟单向阀工作方式,探究不同压力、湿度、分离速度对材料表面电量的影响,本文专门设计并制作了面接触式静电电量测试平台,可实现接触分离过程中环境湿度、接触压力与分离速度的简易控制,方便测量被测物体表面静电电位。论文的主要内容有:
  首先分析了国内外接触静电的研究现状,综述了静电的起电机理、静电放电类型并结合国内近年来飞机充氧阀门充氧过程中燃烧引发的爆炸事故,探究影响充氧阀头材料静电特性的因素。同时进行了高压纯氧静电放电点燃性试验,验证了高压纯氧环境下点燃材料所需能量急剧减小。本文设计实现了接触静电测试平台对充氧阀门常用材料进行静电特性试验,通过改变接触压力大小、接触时间、环境相对湿度、分离速度等因素,分析材料接触分离过程中的静电起电积累特性。并比较了两种常用的充氧阀头绝缘材料的静电特性,分析在静电特性上更适用于充氧阀头的材料。
[硕士论文] 常晓婷
机械制造及其自动化 合肥工业大学 2018(学位年度)
摘要:碳纤维增强复合材料(CFRP)是航空飞行器机翼结构件重要组成部分,由于CFRP内部结构复杂,长期飞行使用中会产生很多潜在缺陷,若不能及时发现并维修将危及飞行的安全。常用的对大面积CFRP结构件检测的方式是红外热像无损检测,目前这种无损探伤工作仍然由人手工操作红外热像仪实施检测作业,单次检测面积小,劳动强度大,检测耗时长,检测质量不稳定且容易产生漏检现象。本项目来源于企业项目:复合材料自动检测系统开发与集成,要求实现对CFRP结构件快速高效、数字化、自动化无损检测。本文针对这一需求,研制了移动式检测机器人系统,由其承载红外无损检测设备,实现了对飞行器外翼下表面、平尾下表面等部位的自动检测。主要工作如下:
  (1)对UR10操作机械臂运动学研究。基于D-H法对机械臂进行运动学分析,运用蒙特卡洛法计算机械臂的有效工作区间,根据红外热像仪单次有效检测面积规划机械臂的移动路径。
  (2)根据项目需求设计全向移动小车的框架结构并进行力学分析,完成运动轮系、电机及减速器等关键零件计算和选型。根据麦克纳姆轮的特征,分析了全向移动小车的运动学和动力学,并设计小车的硬件和软件部分,提出神经网络PID控制器实现对全向移动小车的电机精确控制。
  (3)对移动式检测机器人系统的稳定性校核。分析操作机械臂的运动对全向移动小车的稳定性影响,利用理论力学的方法对全向移动小车所受的力/力矩求解,校核系统的抗倾覆稳定性和抗偏移稳定性。基于系统安全性要求,对传感器选型并合理布局。
  (4)建立移动式检测机器人控制系统并进行相关功能实验。利用以太网和总线建立操作机械臂模块、全向移动小车模块和红外无损检测模块之间的联系,使各模块之间分段有序工作。对移动式检测机器人系统进行相关零部件加工和装配,最后完成系统主要功能测试。
[硕士论文] 许辉
机械设计及理论 合肥工业大学 2018(学位年度)
摘要:颤振是飞行器弹性结构在气动力作用下的一种自激振荡现象,会给飞行安全带来严重威胁,是飞行器设计过程中必须考量的重要问题。对高超声速飞行器而言,准确获取其颤振特性同样具有举足轻重的作用,但目前的相关研究工作并不完善。存在风洞试验理论方法欠缺、模型设计制作难度大、安全保障技术不成熟等问题;其数值仿真方法的计算精度还受激波边界层干扰、真实气体效应等因素影响。针对上述问题,本文开展了以下研究工作:
  完成了马赫数5的高超声速舵面颤振试验的部分工作,在风洞中完整再现了从稳定到发散的颤振过程,试验获得的颤振动压为29.5kPa,颤振频率为29.3,颤振形式为弯扭耦合;此外,试验过程中还发现了高超声速颤振特性对结构模态振型异常敏感的现象。
  针对所开展的高超声速舵面颤振风洞试验模型进行了数值仿真研究。采用多种气动力模型和耦合迭代策略,进行了时域、频域的颤振动压预测。计算结果表明,采用三阶活塞理论、统一升力面理论、Euler、N-S方程的颤振动压预测结果较接近,与试验值误差均在7%以内。采用时域方法计算时,松耦合方法的误差超过15%。同时发现支撑机构会带来激波边界层干扰效应,一定程度上提高了颤振动压,考虑该因素的预测结果与试验值更接近。
  针对二元双楔型翼型,在飞行高度为10km、马赫数5条件下,采用矩阵摄动理论和基于Euler方程的CFD方法完成了不同模态振型下的颤振动压计算。结果表明,高超声速下,双楔型机翼前缘迎风位置的颤振动压对振型异常敏感。当该敏感位置的振型分别放大5%和10%时,对应的颤振动压分别增大9.4%和21.6%。
  本文的相关工作可为高超声速飞行器设计提供重要参考。
[硕士论文] 李鸿祥
控制工程 黑龙江大学 2017(学位年度)
摘要:近年来,民用无人机市场迅速扩大。到2020年,全球无人机市场规模将达到1000亿美元。随着近几年无人机技术日趋成熟,其应用也越来越广泛。无人机产品对外过强的辐射骚扰和过弱的辐射抗扰度等级常常会造成飞机失控、坠落、甚至人员伤亡。但目前国家没有针对于无人机辐射骚扰和射频磁场辐射抗扰度相关检验方法和限值规定,检测技术机构无法依法依规对其产品开展检验,因此消费者合法权益无法得到良好保障。科学的确定辐射骚扰和辐射抗扰度检验方法和限值,成为了出台无人机检验国家标准的关键所在。
  本文概述了国内外无人机、电磁兼容技术的发展。通过对类似电子产品国家标准的研究,设计了检验无人机产品辐射骚扰和射频磁场辐射抗扰度的试验方法。按照试验方法的设计,搭建了这两个项目的试验装置。在3米法电波暗室中,运用实验室先进的电磁兼容测试系统,对无人机辐射骚扰和射频磁场辐射抗扰度进行试验。经过试验,科学地得出这两个项目的试验数据。经过对数据的严谨分析,最终确定了无人机辐射骚扰的限值规定和应承受的射频磁场辐射抗扰度等级。本试验方案和限值规定能够给出指导性建议,为质检部门早日出台无人机国家检验方法规定提供了技术支持和合理的建议,具有一定实践价值。
[博士论文] 王晓春
工程热物理 中国科学技术大学 2017(学位年度)
摘要:航空发动机是飞机的“心脏”。长期以来,航空发动机技术一直是发达国家优先发展并且严密封锁的关键技术,也是一个国家军事实力乃至综合国力的标志之一。我国正面临着严峻的领土、领海纠纷,要实现“中国梦”、“强军梦”,就必须有强大的空军。我国高度重视新一代高性能战斗机的研发。
  为了提高战斗机的性能,战斗机不断地向大推力、高速度、高机动性能的方向发展,因此燃气透平的进口温度需要不断上升。目前,先进透平燃气进口温度已经远远超过现有透平材料的熔点。为了保证透平高温部件的安全运行及合理寿命,除了使用更耐高温的材料外,更为重要的是发展更加先进的冷却技术。本文针对透平叶栅端壁气膜冷却以及旋转叶片顶部泄漏流特性进行了研究,内容主要分为以下三个部分。
  第一部分:单个气膜孔的冷却特性研究。通过数值模拟方法,研究了三种新型气膜孔结构的冷却效果。不同于传统的纯圆柱型气膜孔,研究的气膜孔结构分别是:1)扩张的扇形圆角气膜孔;2)扩张的扇形后倾圆角气膜孔;3)新提出的扩张扇形后倾尖角气膜孔。通过比较三种气膜孔的绝热端壁表面温度、冷却效率以及速度场分布,可以发现新提出的扇形后倾尖角气膜孔最优;通过比较不同吹风比下的冷却效果,发现吹风比为1.5时具有最佳的冷却效果;通过比较耐高温合金、陶瓷和泡沫玻璃这三种材料的端壁在有无气膜冷却时的端壁表面温度以及冷却效率分布,发现导热对真实气膜冷却特性的影响非常重要;另外本文还以无量纲参数毕渥数为变量,首次提出在气膜孔出口下游用指数关系拟合公式ηf=f(Bi)和ηf=f(x,Bi)来描述真实气膜冷却效率的思想,并检验了拟合公式的合理性。
  第二部分:涡轮叶栅端壁气膜冷却特性及温度场相似性研究。通过高温风洞及远红外热像实验发现气膜冷却端壁表面在某种特定环境下可以出现温度场相似性现象;利用经过实验数据验证的数值策略,模拟再现了这种温度场相似的现象,并发现了相似的端壁表面温度场云图刻度随设定主流温度和冷气流温度变化的线性规律;理论分析相似性现象的原因,并给出相似性现象的成立条件;首次提出定量描述云图之间相似性现象的方法,包括相似性的定义、相似性程度以及最大偏差的描述公式;根据相似性和线性规律,提出端壁表面温度分布图的间接和直接预测方法,并介绍了如何计算预测方法的偏差。使用本文提出的预测方法可以极大的减少实验和数值模拟的工作量及费用。
  第三部分:旋转叶片顶部泄漏流特性研究。针对泄露流实验研究中使用的三类设备,通过数值模拟,比较了这些设备对应的三种运动方式:1)叶片和端壁均为静止(BSSS);2)叶片静止而端壁做直线运动(BSSM);3)叶片做旋转运动而端壁静止(BRSS),即:真实运动情况。讨论了在吹风比为1.5时,不同转速(1000r/min、2500r/min和4000r/min)对顶部间隙流动影响。通过比较叶顶间隙和主流通道的流场发现:(1)BSSS工况下的结果与BRSS工况的结果有明显差异,而采用相对运动方式的BSSM得到的结果与真实BRSS工况下的结果偏差较小;(2)BSSS与BRSS方式流场差异的主要原因在于由间隙流与外壳相对速度不同引起的粘性力的不同,因而在BSSS工况下,恰当的增加外壳处的表面粗糙度来提高粘性力,可以显著的减小偏差。
[硕士论文] 范新冬
流体力学 中国科学技术大学 2017(学位年度)
摘要:对高超声速飞行器技术研究而言,地面模拟试验是认识高超声速飞行机理的重要途径。针对高超声速飞行器高马赫数、高焓值得特点,该类模拟试验一般采用燃烧加热风洞。气流在喷管的膨胀加速过程中温度快速降低,可能导致其中的水蒸气发生急剧凝结,这一过程会带来试验流场参数的改变。
  本文针对燃烧加热风洞喷管中存在的水蒸气凝结现象,将喷管模型进行简化,搭建一套模拟喷管凝结过程的试验装置,将试验与数值模拟相结合,讨论了水蒸气凝结对气流参数的影响,考察了水蒸气凝结参数影响。主要工作和取得的成果如下:
  (1)将喷管模型转化为模拟试验段,提出“空间转化为时间”思想,即将喷管中气流参数沿喷管流向的变化转换为膨胀过程中试验段固定位置气流参数随时间的变化,设计搭建了一套模拟喷管凝结过程的试验装置,通过调节连接段最小截面积实现不同的时间尺度,通过控制试验前试验段内水蒸气压力调节初始水蒸气含量,采用片光技术实现凝结现象的观测,同时采用TDLAS波长扫描法根据水蒸气和甲烷吸收光谱定量获得凝结过程中的温度变化以及水蒸气含量变化,反映喷管中水蒸气凝结对气流参数的影响。结果表明:在本文的试验条件下,模拟试验段内出现明显的水蒸气凝结现象,通过片光流场显示系统获取了完整清晰的水蒸气凝结过程;模拟试验段与喷管数值模拟结果相似,两者的气流温度均呈现先下降后上升趋势,且均在温度趋势出现转折位置,水蒸气摩尔分数迅速下降,饱和度达到峰值,这表明本文实验中发生了凝结,而这种“空间转化为时间”实验方案可以在一定程度上模拟喷管中水蒸气的凝结过程;采用Fluent+UDF对模拟试验段进行数值模拟结果与试验结果趋于一致。
  (2)利用该系统研究了时间尺度(对应于不同尺寸喷管)对水蒸气凝结的影响,结果表明:不同的膨胀时间尺度的凝结过程相似,温度趋势都为先下降后上升,在温度趋势变化时刻,水蒸气摩尔分数迅速下降,饱和度达到峰值。对于同一初始水蒸气摩尔分数,随着时间尺度的增加,水蒸气开始发生凝结时刻推后,但凝结温度相近,摩尔分数下降相似,饱和度峰值相近。
  (3)利用该系统研究了不同初始水蒸气含量对水蒸气凝结的影响,结果表明:对于不同初始水蒸气摩尔分数,温度、摩尔分数和饱和度变化趋势不变,但随着水蒸气含量增加,水蒸气开始发生凝结时刻提前,凝结温度升高,饱和度峰值降低。
[硕士论文] 徐维斌
软件工程 东南大学 2017(学位年度)
摘要:近年来,随着航空动力技术的高速发展和我国建设国防的需要,新一代航空发动机向着超高速、超长航时、超远航程和超大推重比发展。从而,航空发动机的结构变得越来越复杂,对精度的要求也变得越来越高。叶片是航空发动机中最复杂的零件,其设计质量和代价直接影响发动机的质量和代价。航空发动机叶片曲面的重建直接影响着CAM的计算精度,然而CAM系统又影响着整体叶盘的加工,整体叶盘又决定着航空发动机的性能。叶片重建是航空发动机数控加工的基础。航空发动机叶片重建方法的研究大大扩展了CAD对工业产品的处理能力,提高了产品设计、修改和优化的速度,节约了产品和工业设计中的人力物力投入。如何高精度、高质量的对航空发动机这类复杂曲面进行重建成为目前研究的热点之一。
  目前曲面重建的算法有很多,但在航空发动机叶片这类复杂的自由曲面造型上仍存在很多不足,一是病态的几何模型会造成CAM计算失败,二是模型的精确度会影响加工的精度。本论文在前人研究的基础上,结合CAM计算的具体需求,提出了一种基于叶片截面线的曲面重建方法来实现复杂曲面的重建。
  采用基于叶片截面线的曲面重建方法可以很好的解决航空发动机这类复杂曲面由于精度不足、参数不均匀而导致无法进行CAM计算的问题。该方法的主要思想是先构建插值曲面对叶片截面线进行均匀采样,之后对采样的叶片型值点数据进行预处理,将型值点数据中的噪声点进行剔除,最后对每组截面线用包容盒算法寻找叶片前后缘尖点,对叶片型值点数据进行排序,再利用B样条理论对叶片进行重建,确保最终拟合生成一张整体光顺、参数均匀、高精度的B样条曲面。重建完的曲面是通过提取叶片截面线特征参数来评价其重建质量,其中提取的截面线特征参数包括叶片前后缘最优圆圆心及半径、最大弦长、扭角和叶型最大厚度。
  最后结合某研究所给出的具体实例,借助开源的几何内核平台Open CASCADE对航空发动机叶片重建模块进行设计与实现。实验结果表明,使用基于叶片截面线重建方法重建后的曲面表面光顺、参数均匀、精度高,符合原设计模型的要求,为后续CAM计算提供了很大帮助。
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