并行处理发动机/控制系统半实物仿真

以高速微信号处理器ＴＭＳ３２０Ｃ３０为阵元机,研制了８阵元总线并行处理计算机系统,建立了涡轴发动机非线性仿真模型,仿真模型在并行处理机上并行计算实现实时。该实时仿真器通过输入输出接口与涡轴发动机的实际控制系统进行连接,组成涡轴发动机／控制系统半实物闭环系统,并进行了稳态和动态仿真。     

高频脉冲电铸的试验研究

根据理论分析,通过改变高频脉冲电源不同的电参数,来研究电参数对铸层结构和微观形貌的影响。     

MBSE在民机起落架系统设计中的应用

详细介绍基于Raphsody的大型民机系统功能开发流程与方法,及其在民用飞机起落架系统设计中的应用。通过模型的方式对系统建立用例、功能流、时序关系和可用于执行验证的状态机来描述系统,指导大型民机复杂系统设计过程中的需求分析、功能分析和设计综合工作,探索MBSE方法在民机复杂系统设计中的指导作用。     

嫦娥二号再拓展试验测定轨精度研究

基于＂嫦娥二号＂卫星再拓展试验的设计轨道,研究各种摄动力对轨道确定精度的影响,得出的结论是：若要达到km量级的轨道确定精度,必须考虑除天王星和海王星之外所有大行星以及日月的质点引力。文章进一步利用数值分析法研究再拓展任务的轨道确定精度,分析结果表明：基于目前的测控条件,使用30 d以上的测轨弧段可以得到稳定可靠的轨道解,而短弧（小于20 d）稳定轨道的获取需要VLBI（甚长基线干涉）测轨数据支持;当＂嫦娥二号＂距离地球700万km时,测控精度可优于30 km;虽然每天测轨弧段的增加可以改善轨道精度,但是当增加到8 h以上时,定轨精度将不再有明显改善。     

基于不同CFD方法的机翼型架外形设计分析

型架外形设计涉及气动、结构以及气动同结构相互作用三个部分,通过使用Euler方程和雷诺平均N—S方程两种控制方程进行气动力计算,并将两组结果用于型架设计的气动输入,经过对比分析得到,气动力对型架设计有一定的影响,开发出更细致高效的气动力计算方法是提高型架设计准确性的重要部分。     

多模式高概率量子搜索算法

量子搜索问题是发展量子神经网络必须要解决的问题之一.本文在分析了Grover量子算法基础上,针对量子神经网络要处理多模式问题提出了一个多模式高概率量子搜索算法,它通过一系列的么正操作能在模式集中以较高的概率搜索目标,并且该算法在搜索目标模式时能在一次算法的执行中就找到目标,所以它远比经典的搜索方法要快,而且随着模式集和目标数的增多,它运行效果越好,最后验证了算法的可行性和有效性.     

空间智能天线夹芯结构热变形力学分析

空间智能天线夹芯结构是一种集承载、维形和微波通讯于一体的多功能结构。该结构将微带天线阵列植入复合材料夹芯结构蜂窝芯体中,既满足了结构力学和热力学性能要求,又满足了被植入天线的电性能要求,实现了空间结构的多功能化,降低了系统综合质量。本文针对低地球轨道的空间热环境,选取低热膨胀系数、低密度、高强度、高模量、耐高温及透波性好的复合材料,基于复合材料力学经典理论分析设计了面内热膨胀系数接近于零的复合材料蜂窝夹芯结构面板,并且对空间智能天线夹芯结构在低地球轨道典型空间环境下的结构热力学响应进行了有限元分析。结果表明,该空间多功能智能天线夹芯结构可以满足在轨空间温度环境下结构变形指标要求。     

基于统计局部方法的模型适配检测与分离

提出一种新的过程模型失配检测方法,通过模型预测误差与外部激励信号的相关性分析获取初始残差函数,并利用统计局部方法分析残差函数。该方法可以分离扰动和过程模型的失配。相对于直接相关性分析方法,该方法能够通过单一的统计量指示过程模型是否失配,具有简单直观的特点,而且可以通过滑动窗口的办法,便于在线检测,同时,该方法能够提高检测灵敏度。仿真研究证实了该方法的有效性。     

航路爬升速度与爬升耗油函数模型研究

爬升速度是爬升阶段关键的可控节油点。首先分析爬升速度对爬升耗油的影响,然后建立爬升速度与爬升耗油的算例模型,通过波音的INFLT软件获得爬升相关数据,利用MATLAB实现插值计算得到其多项式函数关系,然后通过多次拟合函数的比较,确定爬升速度与爬升耗油量的拟合函数预测模型,最后对所得拟合函数进行验证并利用拟合函数获得最佳爬升速度。该方法的研究具有通用性,适合一般机型的航路爬升速度与耗油函数模型的研究。