宇航电子设备中壳体的有限元分析

就宇航电子设备中壳体结构的建模进行了研究，采用板壳单元来描述结构，用局部刚化模拟壳体转角和加强处，并对壳体单元自由度和复要边界条件的处理作了大胆有益的探索。     

同转/对转双转子系统的动力学特性

建立了双转子动力学模型,引入中介轴承刚度和高、低压转子陀螺力矩的影响,利用数值分析和实验验证,揭示了同转/对转双转子系统临界转速特性和不平衡响应存在的差异,以及转速比对同转/对转双转子临界转速特性和不平衡响应的影响.结果表明:陀螺力矩是影响带有中介支承的双转子系统转子刚度的主要原因,其刚度变化与内、外转子的转速比大小和相对旋转方向有关,进而导致同转/对转双转子系统临界转速特性和不平衡响应发生改变;相比同结构的同转双转子,在相同的不平衡量作用下,对转双转子的不平衡响应更为显著.对转双转子进行动平衡时,应更加严格的控制内、外转子的不平衡量.      

区间灰系列的熵度量及其应用(英文)

研究了灰信息理论的不确定性度量方法及其在决策中的应用,说明了建立在有限区间灰数序列基础上的灰序列熵与Shannon概率熵是不同的。讨论了灰数的度量公式和性质,包括不变性、应用条件、两个灰数并与交的灰熵等。最后给出一个应用实例验证了该方法的有效性。     

压制性干扰条件下的双基地雷达探测能力研究

从双基地雷达方程出发,提出了双基地雷达探测目标的判定式。在雷达干扰方程的基础上,建立了双基地雷达在自卫式压制性干扰和远距离支援式压制性干扰条件下的干扰方程,并确立了干扰暴露区应满足的条件。根据双基地雷达探测目标判定式和干扰方程,在基于网格剖分算法的基础上,对双基地雷达探测区和干扰暴露区进行了仿真,得出了相应的探测区和暴露区面积。仿真结果表明：基于网格剖分算法的双基地雷达探测能力仿真更贴近实际,有效可行。     

三维物体表面测量光传感技术

建立了小孔成像摄相机模型,提出了将投影仪看作主动相机的隐函数线性模型.采用了四幅相移光栅条纹编解码技术进行数据匹配,提出了基于质量图的枝切截断算法,处理解码过程中由于图像噪声、孔洞、阴影等导致的相位误差.最后,搭建了实验原型系统,选取了实物模型进行测量试验.实验结果表明,该3-D传感系统工作稳定、精度高,在150mm×200mm的测量范围,精度误差约±0.04 mm.     

基于微观特征定量辨识的加速有效性评估方法

开展加速试验已逐渐成为航空高性能结构（如涡轮叶片）性能分析与寿命管理的重要途径,然而对于加速试验结果的合理、有效评估成为了制约加速试验技术发展的难题。本文以现有物理机制方法为基础,通过构建微观结构特征与宏观性能之间的定量关系,提出基于微观特征定量辨识的加速有效性评估方法,对涡轮叶片加速损伤和失效机理进行系统阐释。结果表明：本文提出的评估方法克服了现有物理机制方法的主要缺点,使得评估结果更加准确可靠,对于提高航空高性能结构的性能分析与寿命预测的准确性具有重要的借鉴意义。     

轴承共腔结构涡轴发动机相似模型设计

为改善轴承共腔结构双转子系统动力学实验器建立过程中人为或非人为结构畸变导致的动力学相似性偏差问题,开展 了适用于轴承共腔结构的双转子系统动力学特性研究。通过有限元法建立了某轴承共腔结构双转子发动机的转子动力学模型及 其粗尺相似模型,在对该转子模型动力学特性分析的基础上与原型发动机转子的动力学特性进行对比,比较了双转子系统的动力 学相似性。通过遗传算法建立了针对双转子系统动力学特性的相似优化算法。针对该型轴承共腔结构涡轴发动机采用提出的优 化算法建立了双转子系统相似模型。通过有限元法对该相似模型进行动力学特性分析,对比了该相似模型和原型发动机转子之间的 临界转速和振型特征。结果表明：该相似模型与原型转子模型相比保持了良好的多阶临界转速比例关系,且具有较好振型相似性。     

带弹支干摩擦阻尼器的转子振动控制 策略和方法

根据弹支干摩擦阻尼器的特点,提出弹支干摩擦阻尼器控制转子振动的方案,建立了基于主动弹支干摩擦阻尼器的比例积分控制(PI控制)和连续增益调度比例积分控制(连续GSPI控制)方法,对两种控制方法控制转子通过临界转速的振动进行了理论分析、数值仿真和试验验证,并分析了其特点.      

航空发动机高空模拟试验风险分析研究

本文运用风险管理相关理论与技术,结合GJB5852的要求和高空模拟试验的特点,对航空发动机高空模拟试验风险的概念进行了诠释。阐述了如何进行试验风险分析和评价的基本方法,旨在使试验风险分析评价过程系统、规范．并符合军标要求。本研究可为行业类似试验项目提供参考和借鉴。     

超燃冲压发动机地面试验氢燃烧加热器流场数值模拟

采用Fluent软件模拟超燃冲压发动机直联式地面试验用燃烧型加热器的内部流场,对设计的氢气多孔喷射和氢气单孔喷射方案分别进行了研究.计算结果表明:加热器出口流场均能满足设计总温为1900K,马赫数为1.85的要求,而氢气单孔喷射方案优于氢气多孔喷射方案.计算中也发现了这两种设计方案中存在的不足.