正交加劲整体壁板稳定性分析

本文采用部分正交升阶谱板、梁组合元素分析正交加劲整体壁板的稳定性。给出受压屈曲时结构主要工程参数对局部屈曲、整体屈曲和混合屈曲的影响以及三种屈曲模态的相互关系。     

两种MCrAlY涂层/DD6合金的循环氧化和互扩散行为

在DD6单晶高温合金基体上,利用电子束物理气相沉积(EB-PVD)技术制备Ni Co Cr Al Y涂层,采用低压等离子喷涂(LPPS)技术制备Ni Co Cr Al YHf Si涂层,通过扫描电镜(SEM)、X射线能谱(EDS)、X射线衍射(XRD)、电子探针显微分析(EPMA)等手段研究了在1100℃下的热循环氧化和互扩散行为。结果表明,涂层显著提高了DD6基体的抗氧化能力,经100h的循环氧化后,涂层表面氧化层主要成分仍为α-Al2O3,依然发挥着较好的抗氧化保护作用。这两种涂层与基体之间形成了互扩散区(IDZ)和二次反应区(SRZ),IDZ和SRZ的厚度均随着循环氧化时间延长而增大;SRZ中析出的棒状与颗粒状的拓扑密堆相(TCP)含有W、Re、Mo等高熔点元素,其质量分数分别高达37.51%、14.22%和10.61%,TCP含量随着氧化时间而增多。活性元素Si、Hf对涂层中富Cr相和TGO的增长速率均有一定的抑制作用。     

模糊控制方法及其在飞控中的应用

对于较大的飞行包线，飞机对象的参数变化剧烈，采用常规控制方法往往不能保证在较大飞行包线范围内均取得良好的控制效果，基于此，提出了一种新型的自组织模糊控制方法，该对系统内部参数的剧烈变化具有很强的适应性，然后对飞机飞行控制系统的控制律设计进行了研究。用所提出的模糊控制方法设计了部分控制律，最后以某型国产飞机对象，采用飞机六自由度非线性仿真模型，在一个较大的飞行包线范围内，进行了飞行仿真，取得了良好的     

基于神经网络补偿的室内无人机组合导航系统

针对无人飞行器在环境特征突变情况下数据融合的可靠性大幅下降问题，提出了神经网络预测补偿的组合导航算法。首先利用扩展卡尔曼滤波和粒子滤波对激光、光流等传感器得到的数据进行融合，然后采用径向基函数（RBF）神经网络对粒子滤波前后的误差进行预测。当激光数据可靠时，RBF神经网络进行训练学习模式，当激光数据中断或者不可靠时，利用训练后的模型对系统进行误差补偿。利用无人飞行器在室内环境下进行定点和轨迹实验，结果表明补偿后的位置导航信息能够明显降低激光数据不可靠时带来的定位误差。     

舰载机自动着舰模糊控制系统的设计

采用解析形式的模糊控制规则，并提出了修正因子的模糊数模型。通过对量化、比例和积分因子寻优，并用二元函数的直线插值算法对修正因子的模糊数模型插值，可以克服常规模糊控制器所固有的模糊量化误差与调节死区，从而消除了由于量化误差而引起的系统稳态误差与可能发生的稳态颤振现象，使所设计的模糊控制系统具有在线自调整控制规划功能和良好的动、静态性能。     

快速控制原型仿真技术应用

快速控制原型技术在汽车、航空航天等领域得到了广泛的应用.快速控制原型技术改变了传统设计方法,提高了系统开发效率,降低了系统开发费用.采用基于PC构造的快速原型系统,造价低、硬件开放性好.本文介绍了基于xPC的快速控制原型开发方法,构造了采用xPC的分布式仿真构架.最后,通过一个具体的实例,说明快速控制原型技术在产品研制过程中的应用.     

冷喷涂工艺参数对TC4涂层性能的影响

为了研究冷喷涂技术在TC4基板上沉积TC4涂层的性能,分析了喷涂气体种类和温度对涂层孔隙率、硬度和粉末利用率的影响规律。采用N_2和He两种气体以及400、500和600℃进行喷涂工艺试验研究。结果表明:在He或者N_2下,温度越高,制备的涂层越致密,涂层硬度越高,粉末利用率也越高;相同气体温度条件下,采用He制备的涂层较N_2更加致密,涂层硬度更高,粉末利用率也较N_2高。采用He、气体温度600℃、喷涂压力0.9 MPa,制备的涂层孔隙率低到0.8%,硬度达到440 HV0.2,硬度相对基体提高33%,粉末利用率高达88.2%。     

一体化加力燃烧室冷态流动特性数值研究

将混合扩压器与火焰稳定器融为一体设计,并引入外涵冷流对高温结构件进行强化冷却,采用数值仿真方法,对比分析入口涵道比（0.278~0.583）和总温比（0.418~0.464）对一体化加力燃烧室中流动特征及其冷却性能的影响。结果表明:在研究参数范围内,大部分外涵冷流冷却隔热屏或直接进入加力燃烧室参与混合,仅有少部分进入火焰稳定器和联焰器,对其下游回流区没有影响,便于组织燃烧与稳定并传播火焰;外涵气流的流量分配对涵道比和温比变化不敏感;涵道比增加,特征面的流量系数下降约6.2%,总压恢复系数下降约3.2%,但是沿程热混合效率增加约6.1%;火焰稳定器的冷却效率随涵道比增加而提升约37.2%,但是其表面峰值温度降低不明显;温比对于该结构的流动特征与冷却特性影响都很小。      

大机动飞机的非线性鲁棒控制律设计

采用非线性不确定系统的高增益控制建设设计方法,为某型大机动飞机在特定飞行条件下设计了鲁棒控制律,以跟踪期望的输出轨迹,并在不同飞行条件下进行了系统仿真研究。仿真结果表明,采用所设计的控制律,在不同飞行条件下,飞机均可同时完成较精确的纵向和侧向机动跟踪,说明控制律具有较好的鲁棒性。