振动流化床喷雾造粒中颗粒成长机理的研究

在间歇操作的振动流化床中，实验研究了喷雾造粒的颗粒成长机理以及流化速度、进风温度、料注伽料速度、初始物料颗粒尺寸大小对造粒的影响。     

平角旋转机构约束的管射无人机二次折叠翼气动优化设计

机翼分段折叠的二次折叠翼可有效增加管射无人机的展弦比,提升管射无人机的巡航效能。但连接分段机翼的第二展开机构使得内、外机翼过渡段包络面相对厚度增大,气动性能降低,恶化了二次折叠翼的巡航性能。因此,建立二次折叠翼气动设计方法具有重要意义。开展了考虑第二展开机构几何约束的二次折叠翼气动优化设计研究。首先,采用自由变形(FFD)技术对二次折叠机翼进行参数化建模。其次,结合CFD求解器和遗传算法搭建了气动优化设计系统。最后,在具体优化设计工作中,将第二展开机构几何约束转化为关键剖面的绝对厚度约束,通过求解FFD控制点影响因子将绝对厚度约束转化为控制点设计变量变化范围约束。应用该优化系统对二次折叠机翼在升力系数0.68设计工况下开展考虑机构约束的优化设计工作,结果表明,在满足机构约束的前提下,机翼气动阻力减幅达到9.3%,有效地改善了二次折叠机翼气动特性。     

旋转射流对含硼固体火箭冲压发动机二次燃烧的影响

为提高固体火箭冲压发动机二次燃烧效率,将旋转射流技术引入固体火箭冲压发动机设计,采用Re-alizable k-ε湍流模型、单步涡团耗散燃烧模型以及KING硼粒子点火和燃烧模型,利用Fluent软件开展了旋转进气和一次燃气旋转含硼固体火箭冲压发动机补燃室三维反应流场流数值分析。研究结果表明,当空气射流切向进入补燃室时,气流产生的旋转均使燃料与空气的混合更充分,燃烧效率更高。当气流切入角度增大时,补燃效率先升后降,对于具体发动机结构,存在一个使燃烧效率最大的切入角,针对研究的模型发动机结构,此值在20°附近;当一次燃气旋流数的增加,二次燃烧效率呈逐渐增高的趋势。     

弯曲和旋转修正的湍流模型在旋转翼身组合弹箭中的应用研究

为了研究高速旋转产生的流线弯曲及壁面强湍流剪切效应,本文采用完全时间相关的非定常N-S方程,对超声速带翼旋转弹箭开展计算,研究了弯曲和旋转修正的湍流模型SARC和SSTRC对弹箭旋转气动特性和流场结构产生的影响。结果表明：对全弹侧向动态特性计算,弯曲和旋转修正的湍流模型与原始模型精度相当,侧向力和力矩旋转导数最大差异 < 6%,4组经验估算公式计算的马格努斯力旋转导数与本文结果误差皆>15%。弯曲和旋转修正的湍流模型使物面压力左右两侧同时偏大或偏小,与原始模型相比并没有加剧或削弱不对称效应,这是全弹马格努斯特性变化不大的原因。弯曲和旋转修正湍流模型预测的分离区更大,对分离流动的抑制能力减弱。     

导航中单位矢量的二次旋转乘法观测模型

视线矢量观测是实现自主导航的重要方式。本文针对单位矢量的加法观测模型中观测矢量非单位化问题和乘法观测模型中测量噪声与实际情况不符的问题,提出二次旋转乘法观测模型。通过真实矢量在正交方向上进行的两次刚体旋转,获得了与现有乘法观测模型形式相同、但旋转角服从瑞利分布的正确观测方程。推导了测量误差的统计特性和双矢量观测的性质,并从空间几何角度给予了解释。数值仿真结果表明,二次旋转乘法观测模型弥补了由加法观测模型线性化所引起的问题,具有更精确的误差形式,由此给出了模型的潜在应用范围。     

实用惯性陀螺二次交流电源的设计方法

本文介绍了一种惯性的二次交流的设计方法,通过对各功能电路的分析,提出了较优化的设计方案,具有较好的实用价值。     

基于二次点火的飞行器横向转移入轨弹道设计

为了解决航天器发射过程因发射场地的地理位置约束造成的入轨夹角问题,基于火箭上面级二次点火,对航天器横向转移零速度偏差入轨弹道进行了设计。对二次点火和变射面横向转移弹道进行了研究,根据横向转移弹道特点,为简化控制程序,分时序对火箭二级非连续点火纵横向飞行程序进行了设计;并分析横向转移入轨弹道各项约束条件,建立弹道优化模型。根据弹道设计模型,以某两级液体燃料运载火箭为研究对象,对二次点火横向转移入轨弹道进行优化仿真。结果表明:入轨时刻航天器位置偏差为0.391m,速度偏差为1.277m/s,速度偏差比二次点火固定射面入轨弹道减少了737.844m/s,满足零速度偏差入轨精度要求。      

基于最优控制的线性二次型调节器设计及应用

针对古典控制系统设计方法对工程设计人员经验的依赖性,提出了一种线性二次型调节器的最优化设计。并通过一个实例研究在双闭环直流调速系统中的应用,证明此设计相对于经典法的优越性。     

基于二次流喷射的并联式TBCC排气系统性能提升技术研究

基于CFD数值模拟方法,分析了并联式涡轮基组合循环发动机(Turbine Based Combined Cycle,TBCC)排气系统的内外流场特性,提出了在涡轮喷管下壁面处喷入高压二次流以提升排气系统性能的方式,研究了不同飞行状态下二次流喷射对排气系统性能(推力系数、推力矢量角)的影响规律。计算结果表明:二次流喷射会产生弓形激波,与喷管上膨胀壁面附面层作用产生新的分离区,提升涡轮喷管和冲压喷管内的整体压力,从而改善并联式TBCC排气系统的推力及推力矢量性能,且对亚声速和跨声速飞行状态下的并联式TBCC排气系统性能改善比较明显,可使轴向推力系数最大提升7.34%,推力矢量角提升12.76°。     

ZH-02综合转台机械设计

叙述了综合转台的机械设计结构及工作原理,对ZH—01综合转台存在的问题进行了对比分析,并且提出了改进的方法。     

机载嵌入式计算机通用化BIT架构设计技术

设计开发了一种通用化BIT软件架构技术,可应用于机载嵌入式计算机.将BIT软件按照功能分为硬件驱动层、测试算法层、测试配置及控制层、应用接口层等,可极大程度实现不同硬件环境、操作系统环境下,BIT软件的可移植性,还定义了一种操作系统启动前实现硬件BIT检测的方法,可有效提高内存、CPU等硬件资源的故障检测率.     

滚珠旋摆作动器的优化设计

提出了一种新型液压执行机构--滚珠螺旋液压旋摆作动器,建立了一套伺服动态优化设计理论及分析方法。在结构上,采用了多头大升角的滚珠螺旋副、滚珠花键副、滚珠卸荷副、活塞式液压缸等结构,以保证作动器受力特性好、传动平稳、效率高、且输出扭矩大,适应于低、中、高压任何压力的液压系统;在理论上,导出了滚珠螺旋液压旋摆作动器优化参数的设计计算公式,分析了优化参数与系统效率、频宽之间的关系。按照该理论设计的滚珠螺旋液压旋摆作动器,系统耗能最小、效率最高、频带最宽。     

直升机总体设计思路和方法发展分析

直升机总体设计对于型号研制成功与否有着极为重要的影响。随着直升机相关学科以及信息化技术的发展,直升机总体设计亦从传统的原准机设计法、参数统计法等发展到现代的多学科设计优化法。特别是系统工程和并行工程思想以及现代项目管理理念在航空产品研制中的应用,对直升机的总体设计思想产生了重大影响,推动着直升机总体设计向智能化、综合化和系统化方向发展。首先,简要回顾了直升机总体设计技术的发展历程,介绍了传统设计方法和现代设计方法在型号中的应用及其相互之间的差异;然后,重点分析了系统工程和并行工程思想、现代项目管理理念、直升机新构型以及数字化技术对直升机总体设计思想和方法的影响;最后,展望了直升机总体设计方法的未来发展趋势。     

民用飞机总体方案设计综合软件平台框架研究

充分运用系统工程的思想,研究一种高效率、高质量的飞机总体方案设计综合软件平台。通过研究和实践证明,民机总体方案集成化设计的思路是可行的,通过该软件平台可以实现总体方案的一体化集成设计,进行设计方案的快速更改和关联更新,大量减少低效率的人工重复劳动,提高工作效率,从而大幅度提高主机院所的自主设计和创新设计能力。     

双尾撑布局无人机总体气动设计研究进展

介绍了双尾撑布局飞机的起源和特征,讨论了大展弦比和中等展弦比双尾撑布局无人机的设计特点和区别,归纳了双尾撑无人机总体气动设计工具、经验估算公式和阻力特性;指出将统计方法和数值模拟方法相结合,进行多学科设计优化是可行的解决方案,并对未来可能的设计方向进行了展望。     

翼身融合布局民机非圆截面机身结构设计研究综述

翼身融合布局飞机具有大升阻比、低阻力、低噪声等优点,是未来民机最具潜力的发展方向之一;但由于特殊布局所采用的非圆截面增压机身,给翼身融合布局民机结构设计带来了巨大挑战。为了降低非圆截面机身承受增压载荷时产生的高弯曲应力、提高机身结构稳定性及承载效率,翼身融合民机机身结构设计先后经历了圆柱组合式多舱室机身、双蒙皮多舱室机身、带加强支撑的盒式机身、基于拉挤杆缝合高效一体化结构（Pultruded Rod Stitched Efficient Unitized Structure,PRSEUS）的盒式中央机体等发展阶段,其中最具承载优势和可实现性的是由美国国家航空航天局NASA和波音公司共同提出的基于PRSEUS盒式中央机体结构设计方案。PRSEUS结构不仅充分利用了复合材料一体化缝合、整体共固化、低成本等制造优势,而且具有抗拉伸/压缩、多路径止损/止裂、刚度和稳定性裕度大、承载效率高、易金属修补等优异的力学特性,已被拓展应用到了翼身融合民机机翼等结构设计中。本文以非圆截面机身结构设计为重点,回顾了翼身融合民机结构设计发展历程;从整机身结构、关键部件结构、整机优化设计等方面详细阐述了翼身融合民机结构设计的研究进展与发展现状,基于国外相关技术研究发展趋势,提出了中国翼身融合民机机身结构设计研究未来需要重点关注的方向。     

基于信号完整性的PCB设计一般规则

随着在计算机、通信系统、视频系统和网络系统中开发的时钟频率和数据速率越来越高,信号完整性正变得愈发重要。在当前的高工作频率下,影响信号上升时间、脉宽、定时、抖动或噪声的任何事物都会影响整个系统的可靠性。本文概要地介绍了基于信号完整性分析的PCB设计一般规则。     

电动通用飞机复合材料结构设计及验证技术

为了设计和制造出重量轻、工艺简单且经济实惠的电动通用飞机,提出了一种新型的复合材料结构设计和验证方法。对飞机的载荷传递进行了理论分析,采用CATIA对飞机结构进行建模,并使用PATRAN/NASTRAN进行了强度计算,根据计算结果,优化了复合材料铺层设计,采用二维图纸的形式快速完成发图。对所采用复合材料的组件和整机进行了一系列的力学试验验证,形成了一套适合轻型飞机的结构快速试验验证方法。根据不同类型零部件的特点采用不同的制造工艺,使生产成本和周期得到有效控制。设计结果、试验数据的有效性和工艺质量的可靠性已经在锐翔RX1E电动双座飞机上得到了证实,该飞机的各项性能满足设计指标要求。     

飞机虚拟仪表建模仿真关键技术研究

将介绍虚拟仪表设计软件的设计思路和功能作用。首先介绍了现有的虚拟仪表设计方法,分析其优缺点;之后介绍自主研发的虚拟仪表设计软件的特点,分析设计思路,分解介绍各模块的功能,给出仿真案例及最后的仿真效果。该虚拟仪表设计软件完全自主研发,具有易用性、可迅速建模、容易更改,模块化,通用性等特点。