直升机阵风响应缓和控制律设计

阵风响应缓和研究对于具有强耦合和振动的直升机非常重要，阵风扰动不仅影响直升机的乘座品质和武器投放精度，而且影响直升机的疲劳载荷和强度。本提出直升机抑制阵风扰动的最优控制律设计方法。优化性能指标要求在阵风扰动下驾驶员处法向过载、飞机姿态变化以及控制信号能量损耗最小。最终所综合的系统工程实现简便，只需在直升机姿态控制系统基础上增加垂直升降速率反馈通道即可。最后使用C语言实现控制律并进行半物理仿真。仿真结果表明，控制律优化及数字化实现的效果是令人满意的。     

基于响应面法的超燃冲压发动机进气道多目标优化

基于响应面法进行了二维混合压缩超燃冲压发动机进气道的多目标优化研究.采用均匀试验设计确定试验方案,运用计算流体动力学求解进气道的性能.根据分析结果构造了响应面近似模型,该模型采用了完全二阶多项式模型.通过响应面近似模型的优化,实现了超燃冲压发动机进气道优化,得到了Pareto最优集.结果表明,采用均匀试验设计和响应面法可以大大减小数值模拟的计算量,提高优化效率.     

直流稳压电源瞬态响应的测量

分析了直流稳压电源瞬态响应的技术要求 ,提出了电源瞬态响应的测量方法 ,以及在实际测量中经常遇到的问题     

瞬态气动模拟加热控制中的快速高精度"E-T"转换

为了准确模拟飞行器在高速飞行时的瞬态气动加热状态,必须使用快速、高精度的计算机瞬态热能控制系统,对气动模拟试验的加热过程,实行快速、高精度的非线性动态控制.为此,传感器的快速、高精度"E-T"转换是一个必须解决的非常重要的问题.提出一种高速飞行器瞬态气动加热控制系统中传感器的快速、高精度"E-T"转换方法.该方法具有计算简单、转换速度快、校正精度高的优点,使用该方法实现了高速飞行器气动加热过程中温度场高速变化状态下的瞬态非线性动态控制.     

一种气动式冲击响应谱试验系统的设计与分析

大多数航天器单机产品都要求进行冲击响应谱试验,试验量级普遍为1000g~2000g,甚至超过3000g。对于较大质量(如50 kg以上)产品高量级的冲击试验,振动台、传统的摆锤式或跌落式冲击试验台均很难满足相关要求。文章研究并设计了一套能够进行大质量受试产品高量级冲击响应谱试验的气动冲击试验系统。该系统利用压缩空气瞬间释放膨胀推动质量块加速撞击具有多阶固有频率的谐振板,通过谐振板被激起的响应模拟复杂的衰减正弦波。测试结果表明,系统空载时冲击谱量级达8000g,负载200 kg时可达5000g,时域曲线为振荡衰减波,持续时间小于10 ms。文章提出的气动式冲击响应谱试验系统设计方法可为此类冲击试验系统的设计提供参考和理论依据。     

消光比参数的溯源方法

对通信信号分析仪的光口消光比参数进行溯源研究,提出了将光口消光比参数溯源到示波器电压参数上的方法并进行了实验验证。首先搭建了消光比稳定的数字信号发射机作为被测源。其次采用带宽足够的光电探测器XPDV2150R(DC-50GHz 1550nm)将光信号转变到电信号,来消除频响对测量结果的影响,并通过实验验证了光电探测器带宽和接收机带宽对测量结果的影响。最后通过垂直幅度可溯源的电示波器对电信号进行消光比测量。将测量结果和通过通信信号分析仪光口眼图功能测得的结果进行比对,验证两者的一致性,最终实现将消光比参数溯源到电压参数上。     

双脉冲瞬态散斑全场测量方法研究CSCD

散斑测量技术在瞬态振动过程测量中具有不可或缺的重要地位。提出双脉冲瞬态散斑全场测量技术，解决了双脉冲激光器与双曝光相机的时序同步的关键技术，设计了基于双脉冲激光器的瞬态散斑光路系统，搭建了双脉冲瞬态散斑全场测量系统，从而实现了（2~800）μs 时间间隔内连续可调的瞬时振动形貌的测量。     

转静盘腔流动瞬态响应特性研究

以航空发动机转静盘腔内非稳态流动为研究对象,基于用户自定义函数编程设置进口压力按斜坡函数变化时的非稳态边界条件,利用数值模拟方法,在滞后效应、流场演化和物性参数方面,研究了不同无量纲跃升幅值下转静盘腔流动瞬态响应机理。结果表明:无量纲跃升幅值由1.05增至1.2,盘腔内部的当地响应时间延长了81.1%,相对总温的超调量增加了157.0%,其峰值时间增加了31.3%,且进口压力波动的传播方向总是由进口指向出口;瞬态过程中,转静盘腔的容积效应和旋转效应共同作用使出口流量明显滞后进口流量,且其滞留质量流量与相对总温的超调现象密切相关;冲击射流、旋转贴壁射流和静子壁面侧的涡系构成了盘腔流场演化的主体,无量纲跃升幅值越大,流场演化过程越剧烈,响应时间越长;声速和热扩散率与盘腔响应速度密切相关。     

柔性机翼阵风响应与被动减缓研究

高空长航时无人机的机翼展弦比大、柔性较强,飞行过程中极易受到阵风的影响。文章以几何精确本征理论建立结构模型,耦合 Pitt-Peters动力入流理论建立柔性机翼非线性气弹模型,研究了柔性机翼阵风响应以及翼尖被动阵风减缓效应。采用空间 -时间平行的有限元离散方法,将气弹方程转化为一阶微分代数方程,Newton-Raphson和 Generalized-α算法分别用于静态变形和动态响应的求解,通过算例研究了离散阵风载荷下柔性机翼的阵风响应,结果表明翼尖被动阵风减缓装置对机翼变形有明显的减缓效果。     

基于响应面法的齿轮容差设计方法研究

随着附件传动系统不断向高速、重载方向发展,齿面接触可靠性问题越来越受关注.为提高齿轮可靠性,分析了齿轮传动系统常见误差类型及影响,开展了齿轮容差设计初步探讨.根据齿轮制造、加工及系统动态误差的产生原理和作用方式,基于齿轮接触应力仿真结果,确定了影响齿轮接触应力随机性的5种主要误差形式及其特征量分布规律,提出了基于响应面法的齿轮容差设计方法,给出了齿轮系统公差设计的改进方向:在进行齿轮公差设计时,重点控制H、V方向的轴向平行度公差.