基于加速度测量的智能桁架结构振动主动控制

加速度传感器具有频带宽、结构简单、重量轻等优点而获得了广泛使用，因此研究基于加速度测量的结构控制系统具有较大的实用价值。文中的只能获得加速度时，采用模态滤波器技术实现从物理加速度响应解耦得到单模态加速度的响应。然后改变Ｌｕｅｎｂｅｒｇｅｒ观测器的结构形式，从模态加速度响应观测得到模态们移和模态速度响应。基于模态滤波器和最优控制理论，采用独立模态空间控制策略，实现了具有密集模态的三维柔性智能桁架结构     

实时数据库的主动机制研究与实现

主动机制是实时数据库管理系统（ＤＢＭＳ）的一个重要功能。在主动机制的基础上，实时ＤＢＭＳ能够根据数据库中某些数据及环境的变化，主动地作出一定的反应，执行预先设计的动作，而不仅仅是被动地执行用户的命令。文中主要介绍一个实时ＤＢＭＳ的主动子系统，采用事件－条件－动作的规则来实现其主动功能；讨论了规则的表示和存储结构，规则子系统的系统结构及与ＤＢＭＳ的联系；并详细介绍了条件评价器、规则检索优化、规则冲突     

基于神经网络模型的襟翼主动控制旋翼减振分析

基于径向基函数(Radial basis function,RBF)神经网络构建了一种带后缘襟翼主动控制(Active controlled flap,ACF)的旋翼振动载荷计算模型。采用正交试验方法确立RBF网络训练样本的输入,在CAMRAD II中计算前飞状态下与训练样本对应的旋翼桨毂六力素,并将主通过频率下的分量作为样本输出,对RBF网络进行离线训练。在此基础上采用多周控制器对被控模型进行振动载荷主动控制。随后以2桨叶4m直径ACF旋翼为例,构建了其桨毂减振分析方法,并对桨毂动载荷各分量的减振效果进行了分析。研究表明,采用正交样本训练的RBF网络能够精确映射襟翼偏角与桨毂振动载荷的非线性关系,施加多周控制后,桨毂垂向振动载荷降低接近50%,其他方向的振动载荷也有不同程度的降低。     

基于固体运载器飞试数据的风场辨识方法研究

通过飞行测量数据辨识飞行器主动段飞行过程中真实风场环境是运载飞行器分析与设计中一项必要而具有难度的工作。本文基于固体运载飞行器主发动机工作段各项可测量飞行试验数据,给出了测量数据处理和风场辨识方法,并通过某固体运载飞行器的测量数据应用并验证了本文方法的有效性。     

我国直升机飞行控制系统的发展思路

本文根据我国直升机飞行控制技术现有的技术基础,并针对当今直升机先进飞行控制技术的发展趋势,以及我国未来直升机型号发展的需求,阐述了我国直升机飞行控制技术需重点发展的几个方面,为今后国内先进直升机飞行控制技术的发展提供参考。     

建立飞行疲劳监控和主动恢复的疲劳管理系统

疲劳严重成胁飞行活动，许多飞行事故都直接或间接地由疲劳所引起。1988年，美国国家航空和航天管理局（NASA）的埃姆斯研究中心（Ames）从“航空安全报告系统”（ASRS）收录的261000多份报告中，检索出52000份与飞行员疲劳有关的报告，占总数的21％。随后，埃姆斯研究中心开始了国际上最早、最权威的飞行疲劳系统研究。他们先后完成了几个关于飞行疲劳的研究计划，     

基于充气前缘技术的旋翼翼型动态失速抑制

动态失速的发生会在直升机旋翼桨叶和桨毂上产生高的交变扭转振动载荷,并限制直升机高速重载状态下的使用包线。本文利用计算流体力学(CFD)方法对基于充气前缘(ILE)技术的SC1095旋翼翼型动态失速抑制进行研究,分析了ILE抑制动态失速的控制机理,获得了ILE结构布置和充放气方式对动态失速的影响规律。研究表明:ILE可以有效抑制动态失速的发生;ILE最大膨胀程度越大,其抑制动态失速的效果越好,但膨胀程度过大后抑制效果开始减弱;ILE在翼型上仰至最大迎角时恰好达到最大膨胀状态,其对动态失速的抑制效果最好;ILE保持最大膨胀状态的时间长短对抑制效果影响不大;在翼型上仰至不同迎角时开始对ILE充气会对动态失速抑制有较大影响;ILE整流段与翼型连接位置对动态失速抑制有很大影响,整流段越长,抑制效果越好。     

超燃冲压发动机燃烧室主动冷却设计研究

超燃冲压发动机燃烧室主动冷却模型制造和热考核试验的费用高昂、周期长,为了降低试验风险,采用三维计算和经济的验证试验相结合的方法开展了超燃冲压发动机燃烧室主动冷却设计。冷却结构基本参数设计和侧壁冷却流动设计是确定设计方案的两大基础,前者采用三维传热计算结合冷却面板传热验证试验完成,后者采用超临界燃料流动三维并行计算结合水流动验证试验完成。在此基础上,经过多轮的结构设计与三维传热及强度计算评估迭代,确定了最终的燃烧室主动冷却结构。设计的主动冷却燃烧室在来流马赫数2.5,总温1700K条件下成功通过200s热考核试验,表明所采用的设计方法、验证试验和计算工具是有效和可信的。     

主动冷却燃烧室燃烧与传热耦合过程迭代分析设计方法

为了对主动冷却超燃冲压发动机进行研究与设计,采用实验与计算相结合的方法,对主动冷却超燃冲压发动机燃烧室内传热与燃烧的耦合过程进行了分析。该方法采用燃烧室静压分布的测量值作为输入条件,开展燃气-结构-燃料耦合传热分析,获得经过冷却系统后燃料的状态参数;将燃料的状态参数作为实验参数,开展直联式超声速燃烧实验,得到新的静压分布,如此反复迭代,直至燃料状态不再变化,最终确定主动冷却燃烧室的各种传热与燃烧特性参数。利用该分析方法,初步开展了不同飞行马赫数条件下主动冷却燃烧室闭环运行状态研究,得到了冷却煤油温度与燃烧室壁温同飞行马赫数的关系。