二次成像法在风洞模型自由飞运动记录中的应用

风洞模型自由飞是一种无支杆干扰的非接触式气动特性测量方法。为获得相对于实验室固定坐标系的精确的模型姿态和位置测量值，必须在成像照片中有固定坐标系框架标志的清晰影像。本文描述了在高超声速脉冲风洞中模型自由飞运动记录中二次成像法的应用。以０．１ｍｍ细线所构成的正交实验室固定坐标框架置于模型运动记录的第一次成像面上，然后用高速鼓轮相机记录模型自由飞相对于坐标系运动的清晰照片，从而获得模型在高超声速（Ｍ＿∞＝９．９）流动条件下的静、动稳定性导数的有效结果。     

Gompertz模型可靠性增长的分析方法

本文给出了Gompertz模型三个参数的最小二乘估计和极大似然估计,该结果弥补了文[1]所给出的方法的一个最大缺陷。最后给出了一些数值例以说明这些方法。     

教学实验用模型电梯的设计与实现

介绍一种以PLC为控制平台,变频器实现调速的模型电梯系统;阐述该模型电梯系统的硬件系统的设计方法,给出一种硬件结构原理图,说明该系统模块化的软件设计方法,给出软件的模块结构和部分PLC源程序。     

飞机外形件三角网格模型光滑B样条曲面重建

综合考虑曲面重建时的拟合精度、曲面片拼接处的连续性和曲面的光顺性等因素,以三角网格模型的双三次B样条曲面重建为例,研究了飞机外形件三角网格模型的分片光滑B样条曲面重建方法。该方法首先采用最小二乘法逼近散乱数据,初步获得分片B样条曲面;然后将光顺准则加权到最小二乘函数中调节曲面光顺程度;最后运用罚函数法保证曲面片边界近似G1连续。将该方法应用于飞机外形件实测数据的曲面重建,误差分析结果验证了方法的有效性。     

一种闭环对象辨识方法及其在生产中的应用

针对一些难达稳态过程的模型不易辨识的问题,提出了一种对象模型参数和状态方程初值同时辨识的新方法.该方法可不进行装置实验,仅使用装置历史数据就可进行在线辨识,且适用于系统处于非稳定状态的阶跃响应数据.闭环控制系统辨识仿真和实际应用表明,应用该方法辨识出的对象特性进行PID参数设计,效果明显,并且使控制系统具有很好的抗干扰能力和鲁棒性.     

着舰导引中的H∞飞行/推力综合控制设计

以提高低动压着舰时动态跟踪及抑制舰尾气流扰动的性能为期望 ,基于线性矩阵不等式 (LMI)的 H∞ 控制理论 ,提出了保持由地速构成的迎角 αd 恒定的 H∞ 飞行 /推力综合控制增广模型结构。使飞机在接近舰尾处于雷达导引系统关闭的关键时刻 ,该系统仍有姿态保持及抑制气流扰动的优良性能 ,从而改变了传统设计需由导引系统纠正气流扰动而引起的轨迹偏离。基于工程应用 ,文中提出了 H∞ 控制器的降阶方法 ,进行了离散化实时仿真验证。仿真表明 ,本文开发的系统能够很好地满足设计要求     

M-型皱褶芯材弹性常数的细观力学模型

研究了皱褶芯材的几何特征和承力特性，给出了其当量弹性常数求解的细观力学模型。该模型采用材料力学的方法推导出了M-型皱褶芯材的当量密度ρ、当量线弹性模量Ez和当量剪切模量Gyz，为皱褶夹芯结构的优化设计和皱褶芯材夹芯板的力学性能计算奠定了基础。     

转动旋翼模型动柔度的试验研究

介绍测定转动旋翼模型动柔度的试验方案、试验程序，综述以作者自行设计的旋翼模型进行试验所得到的结果及其与理论计算结果的比较。结果表明，试验方案与方法是可行的，理论计算公式是正确的。     

水上飞机自由飞模型起飞与降落性能的综合试验

本文综述了用4台发动机为动力的水上飞机自由飞模型起飞与降落性能的综合试验,这些性能包括稳定性、操纵性、飞溅、水阻力、着水撞击、起飞砰击、失速及耐波性等。模型与真实飞机保持几何、质量、运动状态、拉力、升降舵效率及其波浪谱的相似,故模型试验与真实飞机的试飞结果比较符合。同时着重介绍了模型试验的机载测试系统与地面测试系统。     

展望系统辨识方法在大攻角气动问题研究中的应用

在分析了目前进行飞行器大攻角气动特性研究所采用的尾旋风洞试验、常规风洞自由飞试验和遥控模型自由飞试验的优缺点之基础上指出:把系统辨识方法与这些试验方法结合起来,是一种行之有效的研究飞行器大攻角气动问题的技术途径,它可以简化这些试验方法的一些技术环节,提高试验精度。若气动数据来源于尾旋风洞,这种新方法只能研究飞机的发展尾旋和改出尾旋;若气动数据来源于常规风洞,这种新方法也只能研究飞行器的大攻角、偏离、过失速和失速性滚摆/滚转模态;只有通过模型自由飞获取气动数据,这种新方法才有可能研究包括尾旋全过程在内的各种大攻角飞行模态。