单板机对线切割机床的实时控制

本文将文[1]中研制的插补运算程序,发展为TP801单板微型计算机对线切割机床的实时控制。文中主要介绍和讨论以下几个问题: 1.机床实时控制系统的实时性及其中断处理方案; 2.实时控制系统的按键输入和显示程序的编制; 3.从提高经济效益着眼,把原插补运算部分程序的容量从3K压缩到2K以内,使实时控制软件能在具有4K容量的单板机上实现。     

座舱盖跨声速阻力特性的试验研究、理论计算及工程应用

本文通过座舱盖跨声速阻力的试验研究及理论计算程序的设计,建立了高速座舱盖参数选择、工程估算及理论计算预测性能的方法,完成了试验前的理论设计工作。经4个系列13个座舱盖模型的试验,分别研究了座舱盖最大高度、最大宽度、细长比及风挡后倾角对阻力特性的影响,为高速飞机座舱盖气动设计的参数选择提供了一般准则;并为座舱盖跨声速阻力的工程估算提供了应用曲线。本文用有限差分法建立了可适用于不同外形的机身-座舱盖的压力分布及气动力计算的程序。     

线切割上下异型面加工工件描述新方法

在高速走丝电火花线切割机上实现上下异型面切割是国内首创的锥度切割新技术,其中如何描述上下异型直纹曲面工件是上下异型面切割的关键之一。本文详细论述了适用于上下异型面切割的上下面独立编程方法,其原理就是用轨迹合成算法使两个独立的二维程序合成为一个四维联动的线性程序。在文[3]中,作者曾介绍了两种轨迹合成算法,但它们具有加工程序段数多和分割计算误差大的缺点。本文介绍的最少分割段数法是一种新的轨迹合成算法,使用该方法进行轨迹合成计算,既可以获得最少的加工程序段数,又可以保证分割计算精度。     

气流参数对管内火焰扩张的影响

本文参考文[1]编制了一个火焰扩张角的计算程序,采用数值解计算方法研究气流参数(温度、速度、余气系数和紊流度)对管内火焰扩张的影响。为了考察计算方法和程序的合理性与可靠程度,计算以文[2]的实验为依据。计算结果表明,1.来流紊流度较小时,紊流度对火焰扩张角基本无影响;当来流紊流度较大时,火焰扩张角随来流紊流度增加而加大,这与文[4]的实验基本一致。2.火焰扩张角随来流温度增加、余气系数减小而加大,变化趋势与文[15]基本相符。3.来流速度不太高时,气流速度增加,火焰扩张角也相应减小;但来流速度较大时火焰扩张角不随来流速度变化而变化,这一趋势也与文[4]实验一致。     

置信分布的贝塔分布近似及其在可靠性统计中的应用

在复杂系统可靠性综合评估方法研究中,利用β分布来近似区间[0,1]上的各种概率分布是一种常用的工程方法,并被许多系统可靠性综合评估方法所采用。工程中常用的β分布近似方法有二阶矩法和点估计下限法。为了减少近似误差,本文在文献[1]的基础上,对文献[1]中提出的β分布近似的两点法进行了深入研究,证明了两点法解的存在性和唯一性,并在这一结果的基础上设计出有效的算法。通过模拟计算可以看出,两点法与目前普遍使用的二阶矩法和点估计下限法相比,近似的精确性明显提高,尤其在小子样情形下效果更为显著。     

计算亚音速偏转操纵面机翼升力分布的ALGOL-60源程序

本文提供了计算亚音速偏转操纵面机翼的定常和非定常升力分布的算法语言程序。用本程序计算的结果与其他方法[2]、[3]相比较有相同的精确度。     

刀架系统传递函数计算机辅助识别——电仿形加工控制系统设计(一)

本文综合运用控制理论、机械阻抗技术、测试技术,对C618机床改装为电仿形加工机床作了刀架系统的激振试验,结果证明理论计算、试验测出的三阶等效质量与刀架称重三者基本一致。文中还提出了机床刀架系统的数学模型及四阶、六阶参数的理论公式,并用计算机辅助识别了刀架系统数学模型参数,从而求出刀架系统传递函数,以便主动控制。本文提出的理论公式、试验方法以及经过考题通过的计算机程序也适用于其他车床类型的刀架系统。     

RNP AR离场程序设计及实例分析

RNP AR飞行程序可有效避开地形、减小空域冲突、解决环境问题,提高飞行安全性、效率和空域容量.目前RNP AR设计规范中没有明确的RNP AR离场程序设计规范,但实际RNP AR运行中使用了RNP AR离场程序.本文考虑了ICAO 8168第二卷中一般离场程序原则并结合RNP AR运行特点,给出了RNP AR离场程序...     

阻尼结构振动问题特征值定位的一个定理

本文的主要结果是得出了矩阵B—ωA(其中B为对称正定矩阵,A为Hermite矩阵)的首主子式具有类似于Sturm序列的性质,从而建立了求解阻尼结构振动方程M(?) C(?) Kq=0特征值问题的行列式查找法的理论基础,改正了K.K.Gupta在文献[1]—[5]中的错误提法。     

无人机舵回路及其新型控制策略设计和应用

以无人直升机飞行控制系统研制实际需要为背景,运用高集成AVR单片机设计了数字式舵回路控制器,根据嵌入式计算机系统实现舵回路控制律要求,设计并实现了舵回路数字式控制律.采用变参数调节控制律可使舵回路控制性能达到理想状态,有效避免了系统超调和积分饱和.舵回路控制参数的在线调整,实现了不同被控对象/不同状态的有效控制,拓展了数字式舵回路的适用场合.在综合汲取伺服电机调制模式基础上,提出了复合PWM模式和"极性比"概念,实现了数字式舵回路低功耗之目的.文中给出了部分试验结果和应用实例.结果表明,所设计的低功耗数字式舵回路是成功的,该舵回路不但功耗低,体积小,而且抗干扰能力强.     

强非线性自由振动问题的一种解法

本文用改进了的L－P法研究了一类保守系统强非线性自由振动问题；在此基础上，用插值摄动法[1]进一步研究了更一般的非保守系统的自由振动问题。算例表明，本文方法是可靠的。     

微重力状态下旋转对称刚性容器中液体晃动阻尼的计算

在文[1]、[2]的基础上,本文用流体力学边界层理论近似计算微重力状态下旋转对称刚性容器中液体的晃动阻尼,方法简单方便实用。最后对圆柱形平底容器中液体的晃动阻尼进行了具体的计算。     

瞬时畸变DC_θ的最大值预估

本文依据文[1]中提出的最大瞬时畸变值估算方法的基本思想,给出了具有极值运算的畸变指数DC_θ的最大瞬时畸变值的预估思路,从而使文[1]预估方法不独适用于美国P&W公司给出的一类畸变指数(K_(A2),K_(rad),K_θ),同时也适用于英国罗·罗公司给出的具有极值运算一类的畸变指数DC_θ等。文中还讨论了考虑脉动压力相关、瞬时畸变的概率分布等因素对DC_θ最大瞬时畸变值预估的影响,结果表明可提高预估精度。     

计算机辅助设计在直升机总体方案设计上的应用

本文介绍了采用算机优化技术进行直升机总体方案设计的一种方法。文中采用“罚函数”方法将直升机总体参数设计这类多元的、有约束的非线性规划问题处理为无约束的非线性规划问题,从而运用“随机投点法”、“随机方向法”和“单纯形法”等直接搜索的优化方法进行求解,求出满足设计要求的直升机“最佳方案”。文中的程序可在单旋翼带尾桨直升机初步设计时,用作总体参数设计。     

航空交流同步发电机的优化设计

本文介绍航空交流同步发电机的校核、设计与优化设计程序。着重介绍把多约束条件化为无约束条件的罚函数法以及优化设计中所用的模式搜索法与正交步长搜索法的基本原理与特点。最后列举两个计算实例。优化设计得的电机比一般设计的电机可轻5％～10％。程序并具有功能齐全而要求的输入数据少的特点。     

按传动角要求设计曲柄摇杆机构的解析法

本文提出的按选种速比系数K、摇杆摆角ψ和许用传动角[γ]等条件作为基本参数设计曲柄摇杆机构的解析法，可满足机构的运动精度和传动质量要求，因而具有较强的实用性。     

进气道尾涡的实验研究

本文对进气道的尾涡进行了定量的实验研究。试验在美国麻省理工学院莱特兄弟风洞中进行。进气道气流速度与风速之比为22。用五孔探针详细地测量了沿两个矩形回路的气流速度向量以获得速度环量。所得的结果表明沿回路的角度分布与速度分布是合理的。并由此得到了环量(为1.39米~2/秒)和涡心的位置。由两回路的大小以及[3]中的压力分布推断尾涡系具有片状结构,但大部份涡度则集中在尾涡涡核附近。这样就直接地确切地证明了进口涡-尾涡体系的存在,并为定量地证明进口涡尾涡系形成的机理提供了有力的依据。     

结构无阻尼自由振动问题的有效解法——行列式查找法

“行列式查找法”是计算大型稀疏矩阵广义特征值和特征向量的有效方法之一,其理论基础是对称矩阵的各阶顺序主子阵的特征行列式形成Sturm序列。本文在更一般的条件下证明了这一性质,同时改进了K. K. Gupta提出的程序EASI,将算法用于悬臂矩形板的振动分析的结果说明它是求解结构无阻尼自由振动问题的有效方法。     

Polya罐子模型的一个极限分布推广及其应用

本文对文[1]、[2]作了一些推广。应用鞅收敛定理指出Polya罐子模型中黑球比例数Xn以概率1且均方收敛于一个具有二阶矩的随机变量X∞,并利用伽玛函数的Stirling公式证明了X∞服从β-分布。论证方法基本上是分析的方法,作为应用,可运用Monte—Carlo法模拟罐子模型,产生渐近于β-分布的随机数。     

尖前缘任意翼型的超音速和高超音速俯仰安定性导数

本文推广了文[1]的欧拉方程摄动法,讨论了尖前缘任意翼型俯仰安定性导数的计算方法,并应用该方法计算了双圆弧翼型的俯仰安定性导数,其数值结果与文[2]的超音速线化位流方程有限差分法的数值结果比较,更接近于实验值。在激波附体的条件下,本文的方法可用于计算大迎角尖前缘任意翼型的超音速和高超音速俯仰安定性导数。