基于FPGA 的步进电机细分控制研究

为了解决所选步进电机固有步距角过大而无法满足系统高精度微位移控制要求的问题,以细分控制原理为理论依据,设计了1种基于现场可编程门阵列（Field Programmable Gate Array , FPGA）的单极性细分驱动电路。该电路具有绕组断线检测功能,可在电机转速为2 rad/s的前提下实现16或者更高程度的细分控制。在电路的调试过程中,针对绕组互感问题进行了研究,在很大程度上降低了绕组互感对细分控制精度的影响。试验结果表明：所设计的基于FPGA的细分驱动电路控制精度满足使用要求。     

基于等离子体的新型燃烧室头部工作特性实验研究

本文设计了一种基于三维旋转滑动弧的航空发动机新型燃烧室头部,该头部可以在保持原有燃烧室结构不变的基础上,实现对燃烧室的点火和助燃。进行了新型燃烧室头部的放电特性实验,分析了稳定电弧滑动(A-G)模式和击穿伴随滑动(B-G)模式两种放电模式的特点。探究了两种放电模式对振动温度的影响,以及空气流量和电压对OH、O2、O3、NO四种粒子光谱发射强度的影响。结果表明,B-G模式电弧的放电功率更大,达到84W,放电模式对振动温度的影响取决于空气流量和电压的变化,而光谱发射强度则是A-G模式大于B-G模式。     

基于视景仿真的引战配合效率评估方法

针对舰空导弹飞行试验中导弹引战配合性能难以直接观测,以及靶标与典型作战对象差异较大的问题,提出了一种基于视景仿真的引战配合效率评估方法,实现了导弹对典型目标的引战配合效率评估。基于某型舰空导弹引战系统的工作原理,建立了引信启动模型、战斗部毁伤模型和目标毁伤效果评估模型,实现了对典型目标引战配合及毁伤的定量分析。仿真模型经过靶试飞行试验数据检验,仿真结果与实际靶试结果基本吻合,仿真模型得到了有效验证。所提供的毁伤评估手段可为导弹性能鉴定及导弹对防空体系贡献度提供参考依据,对后续靶场开展相关舰空导弹试验鉴定具有借鉴意义。     

7075-T6铝合金厚板FSW焊缝沿厚度方向上的显微组织演变规律

采用金相显微镜（OM）、扫描电镜（SEM）和背散射电子衍射（EBSD）技术表征7075铝合金厚板搅拌摩擦焊（FSW）焊核中心区的微观结构,研究沿焊缝厚度方向上的显微组织演变规律。结果表明,焊核中心区发生了明显的动态再结晶,由原始粗大的板条状组织转变成了细小的等轴晶;随着距焊缝上表面距离的增加,中心区等轴晶晶粒尺寸呈现逐渐增大的趋势。其中,中心区上部4 mm处的晶粒尺寸最小,仅为7.8 μm;底部19 mm处的晶粒尺寸最大,达18.6 μm。中心区动态再结晶分数随距离的增大而逐渐减小,从中心区顶部1 mm处最大值90.4%减小至底部19 mm处最小值57.5%。受动态再结晶影响,焊核中心区主要以大角度晶界（HAGB）分布为主,且中心区大角度晶界随距离的增加呈逐渐降低的趋势;但每一个典型位置处的大角度晶界分布呈现先增大后减小的趋势,且在45°左右时达到最大值;此外,中心区并没有强取向组织产生。同时,焊核中心区主要以细小、弥散的二次析出强化相η相为主,且二次析出强化相颗粒尺寸随距离的增加而呈逐渐增大的趋势,但二次析出强化相颗粒总体数量却呈相反的趋势变化。     

水平喷流对叶顶气膜冷却效率影响的数值研究

为进一步提高燃气轮机叶顶区域的气膜冷却效率,在叶顶模型结构上对4种叶顶冷却结构的流动和传热进行了数值模拟,结果显示带有盖板的水平喷流结构能够有效地提高叶顶区域的气膜冷却效率,对于圆孔,可以将气膜冷却效率提高至原来的2倍以上.通过流场的分析发现:水平喷流结构可以调整冷却工质的流动,使得冷却工质的贴壁性更好、分布更加均匀,进而提高气膜冷却效率.此外还研究了间隙宽度、盖板尾缘厚度、盖度和整流栅对水平喷流结构气膜冷却效率的影响.结果表明:增加盖度和减小间隙宽度可以提高气膜冷却效率,但是盖度和间隙宽度的选取受到了强度、工艺和冷却工质入口压力等因素的限制.水平盖板结构的冷却效果比倾斜盖板结构的好.整流栅足够长时可以调整流动、提高气膜冷却效率.      

连续超声速射流对撞诱导激波聚焦的机理研究

为研究连续超声速射流对撞诱导激波聚焦的机理,在喷口间距为70mm,不同入射压力的条件下进行了自由射流对撞、二维凹面腔内的射流对撞及三维凹面腔内的射流对撞诱导激波聚焦实验。通过对比自由射流对撞辐射啸声频谱和凹面腔内射流对撞中凹面腔底部的动态压力频谱,结合纹影照片对连续超声速射流对撞诱导激波聚焦的机理进行了研究。结果表明,沿射流对撞面两侧的椭球形激波阵面的高频拉锯式振荡是连续射流对撞诱导激波聚焦的本质。当两侧的波阵面同时到达凹面腔底部发生碰撞时,激波聚焦得以完成;在一定的入射压力范围内,由于射流对撞面不稳定,两侧椭球形激波阵面不能同时到达两喷口中间的对称面,因此在自由射流对撞的辐射噪声频谱上共存两种模式的啸声。在凹面腔内的射流对撞中,凹面腔底部的压力脉动频谱上也同时存在两个频率十分接近的峰值;随着入射压力的进一步提高,两侧的椭球形激波阵面经过一段时间的协调同步后同时到达喷口中间的对称面,辐射噪声和压力脉动频谱中双频率值共存的现象消失,并统一为单一值。     

反辐射导弹技术参数对诱偏系统性能的影响研究

讨论了多点源有源诱偏系统的诱偏原理,以反辐射导弹(ARM)为研究对象,仿真分析了ARM的主要技术参数对典型的有源诱偏系统诱偏性能的影响,给出了各技术参数对该诱偏系统不同空域保护能力的影响曲线,并对诱饵的不同布局形式做了分析,对研究ARM的有效攻击以及有源诱偏系统的作战效能均具有指导意义.     

基于AMESim的直升机机载蒸发循环系统动态仿真

为得到直升机机载蒸发循环制冷系统性能动态变化过程,校核是否满足设计要求,文章以国内某直升机为例,基于AMESim仿真平台搭建了制冷系统及座舱的热模型,并通过试验验证了系统的可靠性。在地面初始温度分别为30℃、35℃、40℃、45℃、50℃时,计算得到地面与飞行两种状态下,舱内空气的温、湿度,以及系统制冷量及性能系数随时间的动态变化关系。结果表明:地面状态时,制冷系统在开机20 min后性能达到稳定,且座舱最终温、湿度分别为27℃、60%,满足舒适性指标;在飞行状态下,系统系能受飞行高度影响较大,且海拔越高,系统性能系数越大。建立的仿真模型可以很好地预测在任务剖面下,直升机制冷系统动态变化,为系统的校核及优化提供借鉴。     

载人登月舱月面着陆缓冲装置设计与研制

基于着陆冲击动力学实现载人登月舱月面着陆缓冲装置的方案设计,并分别开展机构运动分析、振动响应分析和着陆冲击特性分析,对着陆缓冲装置进行了全面的仿真分析计算。在此基础上研制了全尺寸载人登月舱月面着陆缓冲装置原理样机,并结合分析优化结果进行了试验验证。该研究为研制大收拢比、大尺寸、大载重、低过载的载人登月舱月面着陆缓冲装置奠定了技术基础。     

非线性非定常气动力的模糊逻辑建模方法

建立了非线性非定常气动力的模糊逻辑模型。利用大迎角俯仰及滚转振荡气动力验证了模型的有效性。结果表明：该模糊逻辑模型对非定常气动力有很好的预测能力;利用模糊逻辑方法可建立包括非基本运动状态变量在内的多变量非线性非定常气动力的数学模型。