小卫星主动磁控制地球捕获姿态控制系统设计

分析了小卫星捕获阶段的客观条件要求,重力梯度杆的指向要求,捕获阶段视为大角度机动问题,采用欧拉动力学和四元数方法描述,建立小卫星捕获阶段的动力学模型。控制器采用大角度机动拟 PD控制,拟PD控制器参数采用了简化分析和经验调试设计,同时分析设计了磁力矩器的磁偶极子,最后给出某小卫星姿态捕获仿真结果,经过几个轨道周期后可以实现一定精度的对地捕获,验证了本文的设计方法的可行性。     

弹道导弹自由段飞行中的守恒量及其应用

从精确弹道计算所用的数学模型出发，指出了弹性在自由段飞行中的两个具有明确物理意义的运动守恒量，并给出了用发射坐标系下的运动参数求这些守恒量的简洁计算公式。这两个守恒量可作为一种简单、实用的辅助评估手段用于计算结果可信性分析以及导弹发射诸元的校验。     

高温富油燃气作引导火焰的煤油超燃研究

对采用高温富油燃气作引导火焰的煤油超声速燃烧进行了研究。根据试验测得的壁面静压分布，采用一维简化模型处理与分析数据，得出了不同试验条件下的燃烧效率与总压恢复系数；对超声速燃烧室内的静压分布特点作出了分析；对超声速燃烧室人口处的气流总温，燃料喷射位置，以及燃烧总体当时比对燃烧室内静压分布、燃烧效率与总压恢复系数的影响进行了讨论。     

简易元器件温度筛选仪的设计与实现

介绍一种用于元器件温度筛选测试箱的设计方法,给出了系统硬件设计和软件设计与实现方法.     

星型齿轮传动非线性动力学建模与动载荷研究

本文建立了星型齿轮传动的弯扭耦合非线性动力学计算模型,模型中考虑了原动机和负载惯性,齿轮副的啮合综合误差,齿轮的偏心误差,时变啮合刚度以及齿轮的啮合间隙。采用适当的广义坐标变换,将线性恢复力和非线性恢复力共存的动力学方程组统一成矩阵形式,用数值解法获得了在有间隙非线性的情况下受强参数激励和多频激励的系统的动态响应和动载荷历程。最后给出了一个算例,讨论了间隙、齿频误差和偏心误差对齿轮系统的响应、动载荷以及各星轮的载荷分配均匀性的影响。并研究了刚度和误差激励和间隙的相互耦合关系,得出了对星型齿轮传动设计和制造有意义的结论。      

最佳过失速机动研究

 分航迹变向和机头指向目标两类问题对飞机过失速机动进行数值优化研究。结果表明,为获得大转弯率应在最大升力迎角区贴近角点速度飞行,因减速较快需用大油门。经典的转弯率图能够反映这类航迹机动的特点。而机头指向目标机动的前段仍是航迹变向问题,到适当位置后再利用超大迎角机动能力指向目标。飞行仿真表明,飞机具有过失速操纵力矩和良好的飞控系统时大部分最佳机动可顺利实施,但若有极低速度要求则仍可能超出操纵极限。     

扩压器-水泵内非稳定流动研究

水泵内部流动实质上是复杂的三维非稳定流动 ,它对水泵性能及结构振动有重要影响。本文介绍了一种求解这种复杂内流动的数值方法。三维雷诺数平均的纳维斯托克斯方程 ( 3-DReynolds-averaged Navier-Stokes,RANS)以及标准 k-ε的方程用于描述水泵内非定常紊流流场。系统特性方程与水泵的 CFD模型相结合以考虑流体在管道中的加速 ;采用任意滑移网格界面模拟叶轮和静止部件之间的相互干涉 ;将整个叶轮作为分析对象 ,以考虑失速情况下流动的周向非对称。这些技术的结合包括了水泵内非稳定流动的物理实质。一台实验数据比较齐全的离心式 -扩压器水泵被用于验证所提出的数值方法     

直升机飞行控制系统的快速原型设计

针对直升机飞行控制的特点，结合国际直升机界的研究热点，提出了直升机飞行控制的快速原型设计方法，该方法分利用当今计算机领域的最新技术，在不牺牲系统性能的前提下，以最低的成本，最快的速度，构建最小规模的实时系统和直观的控制系统设计界面，并提供完整的验证手段。     

应用神经网络诊断航空发动机气路故障的前景

介绍了近几年来国内外应用神经网络对航空发动机气路故障进行诊断的基本方法和研究进展。对单一故障进行定性的诊断已经取得了试验验证，结果表明神经网络具有较高的诊断准确率。对反映发动机气路部件健康状况的气流量、效率等参数的多故障、定量的诊断则取得了一些仿真研究成果。相对于基于发动机气动热力学数学模型的方法而言，神经网络方法具有更大的工程应用潜力。     

一种40°撞击角双股自击式喷嘴试验

研究了一种 4 0°撞击角双股自击式喷嘴冷流特性和热试验流量系数。冷流试验以常温水为介质 ,用激光散射测粒仪和探针研究了该喷嘴的雾化质量和流强分布。在 1 35MPa～ 1 75MPa的喷嘴压降下该喷嘴椭圆形喷雾的喷雾锥角为 2 6°～ 38°,流强呈单峰型分布。统计研究了该喷嘴冷试验和在液氧介质下热试验时的喷嘴流量系数 ,流量系数在 0 6～ 0 8之间