内凹式负压磁头气体动力特性

本文给出了一种用于磁盘机读/写功能的非接触起停式负压磁头滑块模型。通过求解修正Reynolds方程,计算出其稳态气动力特性。给出了磁头滑块与磁盘之间润滑气膜压强分布的立体图,滑块工作曲线及压力载荷随磁盘线速度、气膜厚度、减压槽深度的变化规律曲线。     

曲柄滑块机构经济性优化设计

按滑块行程速比系数Ｋ、行程Ｈ，在满足曲柄存在条件、机构许用传动角条件下，采用计算机辅助设计技术，以机构结构紧紧凑为寻优目标，确定出经济性最好的曲柄滑块机构的几何尺寸。     

基于RBF网络的质量矩导弹姿态控制

研究了三轴稳定质量矩导弹姿态控制问题.建立了内部带有3个可移动滑块的数学模型.利用RBF(radial basis function)网络的快速自学习、自适应特性, 作为被控对象的模型, 不断调整PID控制器的参数, 协调控制滑块位置, 从而改变导弹的飞行姿态.最后讨论了滑块运动特性对系统性能的影响并对系统稳定性进行了分析.仿真结果表明该控制律在保证系统稳定的情况下有效地实现导弹的姿态调整, 并且提高了系统的动态响应品质.      

磁头加工表面质量与研抛液粒度的关系

研究了纳米金刚石研抛液对磁头进行表面研抛时,纳米金刚石悬浮液的粒度对磁头表面形貌的影响,评价了由该种研抛液抛光所形成的磁头基体表面质量。     

某磁头抛光技术

根据硬盘磁头加工的特点,分析了抛光机的运动学特性及抛光盘、抛光液、磨粒在抛光过程中的摩擦学行为等对磁头表面质量的影响。     

喷涂尼龙在襟翼滑块上的应用

一、前言某型飞机采用的是后退旋转式襟翼,襟翼及襟翼的安装见图1。襟翼的运动是由作动筒推(拉)襟翼(4)来实现的,在作动筒的作用下(推),襟翼上的滑板沿机翼滑轨运动,襟翼后退,机翼滑轨的末端有一轴销(3),轴销上装了二个青铜滑块(1),这二个滑块装在襟翼滑轨(2)槽中,襟翼滑轨槽内粘有不锈钢“E”形件,当作动筒继续推襟翼时,襟翼滑轨沿滑块运动,使襟翼偏转。滑块在飞机使用中经若干次与不锈钢“E”形件摩擦,损耗较大,飞机大修时基本上都要拆下换新。换下的滑块便成了废物,为解决此问题,我们选用了     

2500吨双螺杆液压螺旋压力机

山东省胶县锻压机械厂与济南铸锻机械研究所共同设计研制成功了我国第一台JA58—2500型2500吨双螺杆液压螺旋压力机。该机采用双螺杆推缸式结构,由主机、液压、电器三部分组成。主机包括机身、传动、滑块、上顶料和下顶料。机身由横梁、左立柱、右立柱、底座组成框架结构,用螺栓、销钉及圆锥销连接。铜螺母固定在滑块内,而滑块置于机身框架中央,可做上下往复运动。主螺杆左右各一根,其螺纹旋向相反,它们将机身、滑块连成一体,只作旋转运动。主螺杆的上方装有齿轮,一方面储蓄能量,另一方面     

磁头铁芯气隙成型和铁芯—浮动块粘接技术

本成果是运用玻璃作为粘合剂的一种磁盘磁头气隙成型技术和铁芯—浮动块粘接技术。在气隙成型方面 ,做出了± 0 .5 μｍ的甚窄缝隙 ,满足了在高密度磁记录情况下窄工作气隙宽度的要求。在铁芯—浮动块粘接中 ,成功率达到 85 %以上的无气孔粘接。本成果已成功地用于磁盘磁头的生产制作。磁头铁芯气隙成型和铁芯—浮动块粘接技术@李连清     

一种超声速颌下进气道变几何方案研究

针对宽范围定几何颌下进气道高马赫数下的压缩量不足问题，提出了一种喉部滑块前后移动的变几何调节方案，该方案通过滑块前后移动改变高低马赫数下的喉道尺寸，使进气道能够满足高低马赫数下的压缩量要求。本文提出了两种滑块布局方式，针对内锥侧滑块布局方式，按调节原理进行了滑块型面与进气道内流道型面的匹配设计，并将变几何颌下进气道与定几何方案进行了性能比较。数值研究表明：按Ma2.5-Ma4.0范围设计的变几何颌下进气道，在设计点，临界状态出口总压恢复系数为0.51，较公开文献中定几何方案提高8.5%；在Ma4.0，0°攻角工况下，临界状态出口总压恢复系数为0.46，提高12.2%；在Ma2.7，1°攻角工况下流量系数为0.69, 临界状态出口总压恢复系数为0.78。气动性能表明，该颌下进气道性能优越，调节方案简单可行。     

基于翼内双滑块的变质心飞行器设计、分析与飞行试验

变质心控制方式在极端条件飞行控制中具有突出的气动性能和操纵特性。提出了一种面向固定翼飞行器滚转通道变质心控制的新型双滑块控制策略，设计了可集成机翼翼梁内部的滑块运动控制装置，具有集成度高、机内空间利用率高、稳定性好等潜在优势。为此，设计了基于柔性齿条传动、齿轮减速器和大扭矩舵机的驱动装置，以及磁吸式的模块化滑块设计方案。通过飞行器操纵特性和气动特性分析，结果表明利用变质心操纵替代传统副翼，能够消除、降低传统舵面偏转引起的气动阻力。最后，制作了变质心飞行器原理样机，并完成了飞行试验，验证了方案的有效性和工程可实现性。     

基于三级滤波的民用飞机组合导航融合算法研究

高精度导航系统是民用飞机必备的机载航电设备。针对民用飞机导航传感器冗余配置特点,设计了一种基于三级滤波的组合导航融合算法。首先根据民用飞机传感器配置特点设计三级滤波架构,然后通过第一级卡尔曼滤波器的局部估计、第二级联邦滤波器的全局估计和第三级全局滤波器的最优全局估计,最终实现导航参数的最优全局估计。最后,通过计算机仿真证明该方法具有很好的位置、速度和姿态估计精度,能够满足民用飞机导航系统的高精度测量要求。     

基于双时间步法的航空发动机过渡态仿真

对于航空发动机非线性大偏差过渡态过程的仿真,容积动力学法在实时性和鲁棒性方面具有优势。这一方法通过建立容腔部件的控制方程并进行简化,可以得到描述主燃烧室、外涵道和加力燃烧室等部件的常微分方程,并采用时间推进法求解发动机稳态工作点,采用显式欧拉法求解过渡态过程。本文进一步发展了该方法,对于过渡态过程,采用隐式求解以保证计算格式的收敛性,消除由二阶差分带来的非物理振荡,并引入双时间步法以简化隐式求解过程,使得仿真程序收敛迅速。仿真实验证明,该方法计算精度高,鲁棒性强,能够满足非线性大偏差条件下对于发动机实时仿真的要求。     

非线性波流场和波流载荷的数值模拟

本文用数值模拟的方法研究了大尺度物体上所受的非线性波与水流的共同作用力。非线性水波与水流相互作用场的计算采用有限差分法,引入坐标变换获得了固定计算域,用松弛迭代法求解差分方程。波流联合作用力的计算用时间步进法,每一时刻采用简单格林函数的边界元法求解。入射势采用以上波流场的计算结果,开边界选取离物体足够远,其上的速度势为入射势。     

基于预估校正和嵌套网格的虚拟飞行数值模拟

 针对导弹虚拟飞行数值模拟问题,发展了空气动力学/飞行力学数值计算方法和软件。控制方程为非定常雷诺时均Navier-Stoker(RANS)方程和刚体六自由度运动方程;流场求解器为有限体积法结构网格求解器,时间推进采用双时间步法,湍流模型为Spalart-Allmaras一方程模型;采用Adams预估校正法实现飞行力学方程与流场控制方程的耦合计算;使用嵌套网格方法模拟多体运动。首先模拟了美国国家航空航天局(NASA)窄条翼导弹模型纵向虚拟飞行,研究耦合方式和时间步长的影响。仿真结果表明,双时间步三阶Adams耦合方法,同等精度下可以显著增大时间步长,缩短仿真时间。最后,采用该方法模拟了导弹自由摇滚特性和纵向虚拟飞行,模拟结果与试验值吻合较好。     

腰绑式行人导航系统基于缓存区的启发式航向补偿算法研究

腰绑式行人导航系统通过航位推算方法实现行人定位导航，对于实行灾难救援和单兵作战等任务十分便利。行人行进步长和航向的准确估计是实现航位推算的前提。根据腰绑式惯性传感器信号的特征，采用基于三轴合成加速度的峰值检测进行单步划分；利用步频和加速度方差信息构建线性步长模型。针对人员执行任务过程中由于运动方向不确定性导致传统启发式航向漂移消除算法过度修正甚至失效的问题，提出了一种基于缓存区的启发式航向补偿算法。根据运动方式选定N个复步作为一个缓存区，计算缓存区内相邻复步航向差值的方差，依据方差动态调整航向补偿算法的修正强度，避免过度修正。利用所提算法进行了矩形实验和操场实验，终点定位误差小于1%，表明了所提方法的有效性。     

考虑连杆柔性和运动副粘性摩擦的曲柄滑块机构的动力学建模及计算

建立了考虑连杆柔性和运动副粘性摩擦的曲柄滑块机构的动力学数学模型,并对一个算例进行了数值仿真,结果表明,连杆的柔性和运动副的粘性摩擦对机构的运动都具有一定的影响。     

On combining adaptive nullsteering with high resolution angleestimation under main lobe interference conditions

When adaptive nullsteering is applied to attenuate interfering signals which are received via the main lobe, two limitations manifest themselves: the sidelobe level increases and the peak of the main beam shifts away from the desired look direction (squinted main beam). A two-step method is described which maintains angular accuracy even under main lobe interference conditions. In the first step, adaptive nullsteering is performed to enable the detection of targets; the distortion of the main beam is allowed. In the second step, high-resolution angle estimation techniques are used to obtain the angles of the target and the interference sources. The procedure requires prior knowledge of the number of interfering signals; an interference map can be used to provide this information