一种压力传感器零位温漂的补偿方法

介绍了一种解决微型动态压阻式压力传感器温补问题的方法,导出了计算公式,其特点是补偿元件少,方法更简便易行。     

热等静压法制备B/Al复合型材的研究

介绍了热等静压法制Ｂ／Ａｌ复合型材的工艺过程,对热等静压法制备Ｂ／Ａｌ复合型材的工艺进行了探索研究,获得了制备Ｂ／Ａｌ复合型材,可一次成型多根质量符合要求的常用形式的Ｂ／Ａｌ复合型材。     

确定复合材料许用值的高精度小样本方法

提出了一种确定复合材料许用值的高精度小样本方法,该方法可以充分利用以往积累的经验和数据,并结合当前少量的试验就能对复合材料许用值进行预测。从而克服了由于复合材料性能分散性大,用现行方法确定其许用值所需试件个数多、试验经费昂贵的缺点。通过３种复合材料在拉、压、弯、剪４种受力状态下的５组对比试验表明：在精度相同的情况下,该方法可以比现行方法节省５０％试件;而在试件数一定的条件下,它又能比现行方法大大提高预测精度。还给出了一种带缩放系数的Ｆ检验方法,进而解决了变异系数的检验问题。     

Ti600合金的性能与显微组织的研究

Ｔｉ６００ 合金是一种新型近α高温钛合金,其名义成分为Ｔｉ－６Ａｌ－２．８Ｓｎ－４Ｚｒ－０．５Ｍｏ－０．４Ｓｉ－０．１Ｙ（ｗ ｔ％ ）。测试了该合金在热暴露前后拉伸性能和蠕变性能,并进行了透射电镜和光学显微镜观察。研究结果表明：合金的机械性能优异,与美国Ｔｉ１１００ 性能水平相当;在常规热处理条件下,合金组织是一种典型的针状组织,该组织具有良好的抗蠕变性能。Ｔｉ６００ 合金热暴露后,合金中存在的α２ 相（Ｔｉ３Ａｌ）和Ｓ２ 相（Ｔｉ５Ｓｉ３）使合金的室温塑性降低。讨论稀土氧化物对合金显微组织及性能的影响,表明稀土的加入对改善合金蠕变性能有较大作用。     

月球软着陆的二次型最优制导方法

为实现在月球表面指定区域的精确软着陆,研究了月球软着陆的线性二次型最优制导方法。利用简化的轨道动力学模型,给出了一种基于状态和能耗最优的软着陆二次型制导方法。由于制导律要求同时提供3个方向的时变推力,所以需要通过变推力发动机和姿态机动来实现。该制导方法虽能满足精确软着陆的需要,但对姿态变化的要求超出了着陆器姿态机动能力。因此,本文修正了二次型最优制导方法,取消了对轨道参数的过程约束,仅对其终端进行约束,通过求解着陆指定目标点的能耗最优两点边值问题,得到了发动机推力大小和方向的显式表达式。研究结果表明,利用一定的姿态机动能力,修正的制导方法能够满足精确软着陆的需要。     

高动态电动伺服系统多模复合控制技术

针对未知扰动下电动伺服系统高动态响应与高精度控制难题,在建立电动伺服系统特征模型基础上,提出一种基于时间最优控制与滑模控制结合的多模复合控制算法。该方法通过开展基于电动伺服系统精准动力学模型与环境特性的特征建模分析,详细阐述了时间最优控制算法与滑模控制算法的设计方法及其适用区间,并进行系统仿真验证。仿真结果表明：本文提出的多模复合控制算法能有效提升电动伺服系统动态响应速度与稳态精度,实现了未知扰动下高动态高可靠地稳定运行。     

基于重复控制技术的航空静止变流器

针对航空静止变流器输出电压波形畸变的问题,提出了采用重复控制技术解决方案.重复控制的基本思想是控制理论中的内模原理,逐周期地消除控制误差.分析了重复控制补偿器的数学表达式;证明了重复控制系统的稳定性和收敛性;给出了控制器各环节参数的频域设计方法;并根据一台采用单极性倍频正弦脉宽调制(SPWM)的6kVA/50Hz/200V航空静止变流器的实际参数进行仿真验证.仿真结果表明了控制模型和参数设计方法的正确性,同时也验证了重复控制对解决逆变电源受基波整数倍周期性信号干扰或带非线性负载所造成的输出电压波形畸变是行之有效的.      

三层壳体计算的刚度等效方法

针对三层壳体计算复杂的问题,提出了一种较简单的计算三层壳体的方法——刚度等效法.该方法可以充分利用通用板壳理论的研究成果,直接使用通用板壳理论的公式.使用刚度等效法计算三层壳体可以减少计算工作量,并保留较高的计算精度.分析了通用板壳理论中的公式特点,根据刚度等效原理,给出了三层板的刚度等效计算过程,推导出了三层板的等效弹性模量和等效厚度的计算公式.在算例中,直接把三层板的等效弹性模量和等效厚度代入通用板壳理论的公式,计算出了弹性基础上三层圆柱壳体的位移.通过数值计算对刚度等效方法进行了验证.刚度等效方法可以用于其它多层薄壁壳体的计算.      

Theoretical study of flow ripple for an aviation axial-piston pump with damping holes in the valve plate

Based on the structure of a certain type of aviation axial-piston pump＇s valve plate which adopts a pre-pressurization fluid path （consisting a damping hole, a buffer chamber, and an orifice） to reduce flow ripple, a single-piston model of the aviation axial-piston pump is presented. This sin- gle-piston model comprehensively considers fluid compressibility, orifice restriction effect, fluid resistance in the capillary tube, and the leakage flow. Besides, the instantaneous discharge areas used in the single-piston model have been calculated in detail. Based on the single-piston model, a multi-piston pump model has been established according to the simple hydraulic circuit. The sin- gle- and multi-piston pump models have been realized by the S-function in Matlab/Simulink. The developed multi-piston pump model has been validated by being compared with the numerical result by computational fluid dynamic （CFD）. The effects of the pre-pressurization fluid path on the flow ripple and the instantaneous pressure in the piston chamber have been studied and opti- mized design recommendations for the aviation axial-piston pump have been given out.     

Optimal guidance of extended trajectory shaping

To control missile＇s miss distance as well as terminal impact angle, by involving the timeto-go-nth power in the cost function, an extended optimal guidance law against a constant maneuvering target or a stationary target is proposed using the linear quadratic optimal control theory.An extended trajectory shaping guidance（ETSG） law is then proposed under the assumption that the missile-target relative velocity is constant and the line of sight angle is small. For a lag-free ETSG system, closed-form solutions for the missile＇s acceleration command are derived by the method of Schwartz inequality and linear simulations are performed to verify the closed-form results. Normalized adjoint systems for miss distance and terminal impact angle error are presented independently for stationary targets and constant maneuvering targets, respectively. Detailed discussions about the terminal misses and impact angle errors induced by terminal impact angle constraint, initial heading error, seeker zero position errors and target maneuvering, are performed.