模糊神经网络在过失速机动飞行中的应用

模糊逻辑控制技术和神经网络有机的结合 ,拓宽了模糊逻辑方法和神经网络方法的适用领域。利用神经网络具有自学习能力的优势 ,采用反向传播学习算法 ,通过对传统模糊逻辑控制器中的模糊逻辑控制规则和隶属函数有关参数进行训练学习 ,设计了模糊神经网络控制器 ,应用于飞机的过失速机动“里程碑”之一—— 70°迎角定常飞行仿真计算 ,获得了令人满意的结果。     

导弹水下发射时喷管的气体流动

针对导弹水下发射时喷管的气体流动问题，建立了水下喷管流的简化模型，定性地研究水环境的惯性对水下喷管内气体流动造成的阻滞作用。计算显示受阻滞流量△Q及受阻滞时间△t和喷管的喉部面积At呈幂函数关系，固定其他参数仅改变水深，△Q及△t和进口处气体的滞止压力p0与当地水下静压之间的压力差也有幂函数关系。结果表明喷管所处的水下深度越大，喷管内气体流动受阻滞状况也就越严重，而减小喉部面积At和适当增加膨胀比Ab/At以及增加滞止压力po，均有助于改善水环境对喷管喷出气体造成的阻滞状况。     

飞机尾旋特性的综合数据分析法

为得到飞机的尾旋特性准确的非线性仿真结果,提出了新的综合数据分析方法,在气动力建模时采用综合因子,合理地将总角速度分解成沿速度矢的分量和沿３ 个体轴的分量,沿速度矢量的旋转角速度用于旋转天平试验数据;旋转角速度的其它分量用于振荡天平试验数据,综合地使用了各类试验数据。给出的不同类型的六自由度仿真结果表明,综合数据分析法的结果和试飞结果相当吻合。     

飞机改出尾旋控制规律研究

 本文以分支和突变理论方法(BACTM)为基础,采用六自由度非线性运动方程,通过平衡面特性的分析,研究了飞机改出尾旋的操纵方法,并给出了一定的物理解释。文中运用庞特里亚金的最大值原理,对用BACTM方法导出的尾旋改出方法进行了优化处理,获得了快速改出尾旋的优化操纵方法,并在此基础上,对次优化改出尾旋方法进行了探讨。     

GPS 载波相位组合观测值理论研究

给出了组合观测值的一般性定义,分析了组合观测值的误差传播规律,讨论了几种特殊的组合观测值的特性。对组合观测值的概念进行了推广,给出了组合观测值可匹配的定义和可匹配的充要条件。     

现代战斗机飞行力学问题的研究进展

阐述了现代战斗机研制中若干飞行力学问题研究现状,内容涉及敏捷性设计指南和空战敏感性管理系统,过失速飞行包线扩展和机动飞行,大迎角飞行控制律设计,推力矢量控制和准无尾飞行,大迎有特性分析方法－开环和闭环特性分支分析方法和大迎角飞行品质要求六个方面。研究结果显示出这些大迎角飞行力学领域最新发展趋势及其在现代战斗机研制中的作用地位。     

导弹推进剂贮箱结构强度及剩余寿命实验研究

用三点弯曲多试样方法对导弹推进剂贮箱主要材料LD10铝合金及其焊件的断裂韧性和疲劳性能进行了实验研究,得到了材料母材、热影响区和焊缝的断裂韧性J_(IC)和疲劳裂纹扩展速率da/dN的规律。结合无损检测信息可以对导弹推进剂贮箱进行安全性评定和剩余寿命评估。     

小功率电弧加热发动机试验参数测试和精度分析

建立了一套适用于小功率电弧加热发动机地面试验的计算机数据采集测试系统,叙述了发动机地面试验过程中各测量参数的测量原理、系统的软、硬件组成以及相关技术参数.对计算机数据采集测试系统各工作通道的测试精度进行了精度分析,给出典型的试验测试结果.分析结果表明,该套数据采集测试系统能准确测得小功率电弧加热发动机工作参数,解决了小功率电弧加热发动机地面试验参数测量过程中微小流量、微小推力测量的技术难题,反映出发动机地面试验状态,为深化展开发动机各项研究提供重要保障.      

合成射流激励器控制喷管矢量研究

利用试验方法研究合成射流激励器对喷管气流矢量控制的作用效果,证明在恰当条件下喷管气流矢量角可改变30°.试验结果证实,喷管射流角度的改变不但与激励器工作参数和喷管流动速度、流量相关,同时还与激励器工作时产生的向下游迁移的"涡对"对周围流体"卷吸"形成的低压卷吸场有关,并与卷吸涡对与主流自由剪切层之间的耦合作用有着密切联系.以上可以认为是喷管矢量受控的机理.