脉冲爆震发动机点火起爆控制规律

点火起爆过程对爆震波形成起关键作用。点火起爆过程和充填过程紧密相连，合理控制点火起爆是保证脉冲爆震发动机稳定工作的前提，研究中定义了点火起爆控制因素，给出了点火时刻估算方法，分析了点火延时和点火频率影响因素，在理论分析基础上给出脉冲爆震发动机点火起爆控制规律。     

具有（N-1）/2次乘法的快速傅里叶变换

 本文提出递归傅里叶变换的一种快速实现方法。对于一个质数长度的离散傅里叶变换,仅需用一个复数系数就可以递归算出全部N个（N=P）频率分量。恰当地选用这个系数,使其为2^-m形式,就可以用（m-1）次移位代替乘法,免去了递归结构内部的乘法,大大提高运算速度。这种方法结构简单,总共需用（N-1）/2次实数常数乘法,尤其适于硬件实现。文中给出快速运算的系数表、硬件实现的方案及乘法次数的比较,讨论了系数误差的影响,并提出了高精度实现的方案。     

石英谐振加速度传感器芯片设计与仿真

分体式石英谐振加速度传感器在性能提升上受到装配误差等因素的影响较大,故提出一种全石英谐振加速度计芯片结构,包括下层的硅结构和上层的石英结构。下层的硅基底仅作为支撑结构进行加工制作,敏感单元为全石英材料,硅结构与石英结构键合到一起,结构加工完成后去除硅材料,以释放石英敏感单元。整体结构为中心对称,包括质量块、音叉结构、微杠杆结构和应力分配梁,芯片通过微杠杆结构来增大传感器的灵敏度,并通过应力分配梁使石英音叉两根振梁上的内应力均匀一致。通过仿真验证了设计的有效性,仿真的差动灵敏度为35Hz/g。     

碳纤维复合材料雷击损伤的瞬态红外热成像检测

通过雷电模拟,对复合材料层合板试样进行雷击损伤试验。基于热扩散原理,针对不同的雷击试验件,采用波形为长脉冲形式的瞬态热激励方式对雷击损伤进行红外热成像检测,并对不同时刻的检测结果进行分析、比较,对缺陷轮廓进行界定,对结果进行定量测量。检测结果表明,无论是否对碳纤维复合材料表面进行防护,瞬态红外热成像方法均能够有效检测出雷击后的内部分层损伤,可对损伤的严重程度进行有效区分,能够对缺陷尺寸、面积进行准确测量。     

沟槽表面双排孔顺逆组合对气膜冷却的影响

数值模拟研究了双排气膜孔顺逆组合形式对沟槽表面气膜冷却效率影响,孔间距与气膜孔直径之比为5,孔排间距与气膜孔直径之比为12,吹风比为0.3、0.8和1.4。结果表明,在吹风比较小时,沟槽对气膜有显著的导向作用,冷气在相邻的沟槽内部流动。当吹风比增大时,冷气喷到沟槽顶部,导向作用减弱。顺向射流的气膜贴近冷却表面,在低吹风比下气膜冷却效率较高。在高吹风比下,逆向射流覆盖更宽,气膜孔排间叠加效应明显。吹风比为0.3时,逆-逆组合的气膜冷却效率最低,面平均气膜冷却效率为0.07,相比于最高的顺-顺组合的0.13降低46%。当吹风比为0.8时,顺-顺、逆-顺、顺-逆组合的面平均气膜冷却效率相近,约为0.11,其中顺-逆组合气膜冷却效率分布更均匀。吹风比为1.4时,逆-逆组合的面平均气膜冷却效率最高,为0.13,相比于顺-顺组合提升116%。     

超音尾喷流红外抑制方案的研究

超音速发动机尾喷流的红外抑制是超音速飞行器隐身性能的重要组成部分。本文提出两种超音速尾喷流的红外抑制方案二次旋流方案与组合波瓣方案 ,并对两种方案共 7组试验件在不同的结构和二次流速度情况下进行了大量重复试验。在旋流方案试验中 ,对二次流加旋诱发大尺度流向涡进行了系统的研究 ,得到旋流角度、二次流速度等对掺混效果的影响规律 ,试验结果表明 :对于本结构方案 ,当二次流速度为 49m/s,旋流角在 3 0°左右 ,掺混效果最好 ,且随二次流流速的增加而加强。在组合波瓣方案的试验中 ,对组合波瓣用于超音尾喷流红外抑制进行了研究 ,试验结果表明可对超音尾喷流的红外起到有效的抑制作用。     

用多项式变量进行复合材料层合板带刚度约束优化设计

对复合材料层合板进行了带刚度约束的优化设计 ,在刚度及尺寸约束下使结构重量最小化。铺层的厚度分布由一个双二次多项式描述 ,其 6个系数被用作设计变量。刚度分析用有限元法完成 ,其中采用了一种考虑横向剪切影响的三角形单元。敏度分析用解析法完成。优化问题用约束变尺度法求解。对一个梯形复合材料层合板进行了优化设计     

考虑层间应力的厚复合材料结构多级优化设计方法

充分发挥复合材料的利用率,降低结构重量,厚复合材料结构优化设计是非常重要的。然而优化设计空间复杂,层间应力问题突出,离散设计变量等问题使得厚复合材料结构的优化变得十分困难。针对由铺层相同的子层板叠成的厚复合材料层合板结构的复杂优化问题,本文提出一种多级优化设计方法。第一级优化采用基于径向基神经网络代理模型的优化设计方法,设计变量为子层内层数及铺层比例;第二级优化分为两个层次进行,系统层以结构重量最轻为目标,设计变量为子层数,子系统层采用遗传算法优化铺层顺序,以层间应力因子最小为目标。结合算例,通过Matlab编写遗传算法,并应用Isight集成Matlab来实现该优化设计方法。结果表明:本文提出的多级优化设计方法是有效的,能够很好地实现具有周期性铺层方式的厚复合材料层合板结构的优化设计。     

NF-6风洞马赫数闭环控制系统设计研究

对NF-6风洞的概况进行了简要介绍,重点阐述了风洞马赫数测量、控制方式及流程,分析了控制系统的结构原理,建立了马赫数闭环控制系统。该系统利用静叶角度机构实现马赫数控制的粗调,通过PI算法控制压缩机转速进行马赫数二次细调。实验结果表明：马赫数控制精度可达0.002以下,实现了实验段流场马赫数的准确控制,控制策略是正确可行的,控制系统是可靠的。     

基于观测器与前馈控制技术的动态转台 控制实验研究

基于前馈控制技术对动态转台进行控制研究,分析了PID 控制在动态转台 控制中对于响应带宽提高的缺点。通过实验与Matlab 结合辨识了开环系统模型,并与实 际数据进行了比对。建立了系统状态观测器,并设计了基于观测器与前馈控制结合的控制 器,证明了观测器与控制器的稳定性。最后通过实验证明了观测器与控制器的有效性。     

应用LQG方法在生产—库存管理系统中的应用研究

给出线性二次型最优输出跟踪问题的系统方程和目标函数,对目标函数中每一项的实际意义做出分析,并讨论了加权矩阵中元素的选取。给出控制规律的最优解,并对最优控制与预期输出的关系做出分析。给出一个生产—库存管理模型,分析了该模型应满足的状态方程,从而说明了它是一个可观测系统,且可以用线性二次型最优输出跟踪问题来解决。最后用具体实例验证了方法的有效性。     

一种新型直线超声马达驱动电源的研制

描述了双定子直线马达的驱动原理,设计了该马达的控制器。阐述了高频变压器的设计方法,对驱动电路进行了阻抗匹配。并通过实验对驱动效果进行了检验,得出了驱动频率与驱动效果的关系曲线。     

飞机地面运行的动力学模型

建立的飞机地面运动数学模型是“可操纵的”,机体有6个自由度。该模型只要给定操纵信号,就能求出前轮和飞机的运动及其相互作用。飞机地面运动模型采用无滑动轮胎模型,不再引入任何人为的运动学假设,不要事先给定前轮转角,不依赖于需要复杂测定的侧向力函数,考虑了轮胎的滚动特性。对飞机的地面运动一直沿用瞬时转动中心等价于质心轨迹的曲率中心的假设。研究表明 ,飞机的瞬时转动中心与质心轨迹的曲率中心只在飞机稳定转弯时重合。     

基于氦质谱检漏仪的飞机机翼整体油箱检漏技术

介绍了氦质谱检漏的原理,基于氦质谱检漏技术,提出面向机翼整体油箱的检漏方案,包括粗漏检测方法和细漏检测方法,在此基础上,开展氦气-航空煤油泄漏对比试验,确定了能够应用于生产的初步标准。     

重载四旋翼无人机结构优化设计与强度计算

多旋翼无人机结构设计是无人机研制的重要环节,结构优化设计方法是保证无人机安全飞行、提高无人机性能的关键。根据重载四旋翼无人机性能要求,设计一款最大有效载荷10kg、可折叠、质量轻、强度高的四旋翼无人机。建立无人机结构有限元模型,基于实际工况对机臂及中心板进行静力及屈曲分析;对机臂及中心板的铺层方案进行优化,校核结构强度、刚度和稳定性;并搭建无人机静力测试平台,完成重载四旋翼无人机结构静力加载试验。结果表明:相对结构初始铺层方案,机臂减重43%,中心板减重35%,全机结构累计减重560g;试验测点的应变值与分析值相对误差小于15%,验证了无人机有限元模型和优化设计方案的可靠性。     

模型辨识在飞行模拟逼真度方面的应用

介绍了模拟器气动力模型的辨识方法，首先对试飞数据进行预处理，然后采用逐步回归法对气动力模型结构进行了辨识，并对模型的参数进行了优化。某型飞机纵向倍脉冲平尾和横向倍脉冲副翼响应的优化算例结果表明，所提出的方法是可行的。     

细长管道耦合振动频率特性及结构可靠性分析

本文针对细长流固耦合作用系统,采用弹性-声学梁模型,用“质量流”作流体变量,位移体结构变量,得出了对称的有限元耦合方程,并据此进行了实例分析。再以渗漏作为管道失效的标准,根据概率断裂力学模型,考虑循环振动应力的影响,用蒙特-卡罗法对管道失效现象进行了数字模拟,给出了不同循环数和循环应力下的失效概率。     

并行工程下集成设计框架的研究

并行工程实施的关键是建立有效的并行设计环境,而集成设计框架是并行设计环境最基础的支撑结构。研究了基于产品数据管理（PDM）和设计流管理的并行工程环境下集成设计框架模型和层次结构,采用OOT-D数据建模方法建立产品数据管理和设计流管理的数据模型,并分别着重分析了这两部分的主要研究思路和方法。     

基于任意多项式中弧线的单级高效率风扇设计

为了在压气机通流设计阶段考虑叶片弯掠效应,开发了基于流线曲率法的通流设计程序,提出一种基于四次多项式的任意中弧线叶片造型方法,并推导了任意回转面上的中弧线表达式。以此方法为基础,采用通流设计与叶片造型相互迭代的方式开展大流量跨声速风扇设计研究。此风扇级的设计点为巡航状态,设计流量为155kg/s、压比为1.54。研究结果表明:在设计状态,此风扇级的总压比为1.545,转子和级效率分别为0.939、0.916;在设计转速下,失速裕度为17%,转子和级最高效率分别为0.945、0.923;在起飞状态,流量接近440kg/s,效率与巡航状态相当,压比高于巡航状态。     

基于轨迹成型的攻击角度与时间控制

假定所成型的导弹飞行轨迹由圆弧段和直线段构成,直线段经过目标点且满足导弹末端攻击角度的要求,圆弧段起始于导弹初始位置且与直线段相切于待定的点,该点由指定的导弹攻击时间通过迭代算法得到。给出了可行的攻击时间范围。在轨迹成型的基础上,提出一种新的虚拟目标轨迹跟踪控制方法：在圆弧段提出一种前馈加反馈的复合控制方案,在直线段提出一种带角度控制的比例导引方案。该方法是一种几何方法,易于工程实施。仿真结果表明,该方法可以有效地同时对攻击角度与攻击时间进行控制。