自转旋翼的气动优势和稳定转速

旋翼机在正常飞行中和直升机在自转下滑时,其旋翼都处在自转状态。从建立自转旋翼的气动模型入手,通过与直升机正常工作状态下的旋翼的气动特性的对比,得出自转旋翼具有较好的气动环境和更高的效率;讨论了旋翼机的稳定转速与总距角、前飞速度以及桨盘迎角的关系,通过分析说明在设计旋翼机时,可选择一固定总距,使旋翼机在相当宽的飞行范围内,只需小幅度调整桨盘迎角就可保持稳定飞行。     

外流对塞式喷管性能的影响

为了了解外流对塞式喷管性能的影响。本文从N-S方程出发，采用NND格式对塞式喷管有外流的流场进行了数值模拟，重点研究了外流马赫数和外流迎角对塞式喷管的影响，研究表明，在一定飞行高度下，外流会使塞式喷管的性能降低，并且外流为亚声速时对塞式喷管的影响较小，在跨声速和超声速时影响较大；当外流有迎角时，会改变塞式喷管推力矢量，正迎角会使塞式喷管性能得到补偿，负迎角则会降低塞式喷管的性能，随着背压减小，外流对塞式喷管的影响也会减小。     

AP/KP/GAP富燃料推进剂的热分解特性

用差示扫描量热实验和高压差热分析法，分析，研究了GAP模拟富燃料推进剂的常压和高压热分解特性，同时考虑了过渡金属氧化物（TMO）催化剂对GAP模拟富燃料热分解特性的影响，实验结果表明，TMOwwyjcf GAP,AP和KP的催化作用不同，同一催化剂在不同压强下的催化作用也不同。     

NiAl金属间化合物铸造组织的研究

研究了Ｎｉ５１．８Ａｌ４８．２,Ｎｉ５０．７Ａｌ４９．２Ｚｒ０．１和Ｎｉ５１．７Ａｌ４８．１６Ｂ０．１４三种成分金属间化合物的多晶铸造组织,结果表明,ＮｉＡｌ由于热导性好,凝固迅速,获得的均为完全等轴晶组织,并且易形成疏松,铸造表面的Ｓｉ,Ｏ高含量层的厚度一般为２０μｍ三种金属间化合物的显微硬度按Ｎｉ５０．７Ａｌ４９．２Ｚｒ０．１,Ｎｉ５１．８Ａｌ４．２,Ｎｉ５１．７Ａｌ４８．１６Ｂ０．１４的顺序     

基于工效学的控制面板计算机辅助设计

随着人机系统的发展,对作为人机界面的控制面板设计的要求越来越高。总结和分析了３种基于工效学的控制面板计算机辅助设计方法,提出了今后该研究领域的发展方向。     

不同空穴位置下固液相变换热过程的差别

高温蓄热技术是空间太阳能热动力发电系统的关键技术之一。固液相变潜热蓄热是通常采用的蓄热方式。大多数盐类相变材料由液态转变为固态时体积会收缩,在其容器内形成空穴。空穴的存在增大了热阻,从而影响相变换热过程。通过数值模拟计算,分析了两种不同的空穴位置下固液相变换热过程的差别。     

某型涡扇发动机喷口控制系统数控改造方案设计

某型涡扇发动机采用的机械液压控制系统的喷口控制系统质量大、结构复杂、控制性能有限,在加力时产生一系列故障问题。在对原机械液压式喷口控制系统进行分析的基础上,提出对应的数控改造方案,建立仿真模型,并对此喷口数字电子控制系统进行仿真测试。结果表明:数控系统在发动机加力比变动的情况下,可以实现对喷口面积的有效控制,比原机械液压系统具有更好的控制品质,且对于不同的飞行条件也具有一定的适应性。     

基于模糊信息粒化和优化支持向量机的氧化铝陶瓷超声磨削力趋势预测

为实现超声磨削氧化铝陶瓷中磨削力变化趋势的预测,提出了一种基于模糊信息粒化和支持向量机相结合的方法。首先进行氧化铝陶瓷超声磨削试验,然后利用模糊信息粒化方法对试验获得的磨削力进行粒化处理,并将人工免疫系统算法和粒子群算法进行并联混编构成人工免疫系统粒子群算法(AISPSO),接着建立非线性回归支持向量机预测模型并对模糊粒子进行预测,并通过AISPSO算法优化支持向量机预测模型,最后获得超声磨削氧化铝陶瓷中磨削力的变化趋势和变化范围。结果表明:该方法可以有效实现超声磨削中磨削力的变化趋势及变化范围预测,且预测未来5组数据变化范围的误差在10%以内,这为通过磨削力变化调整工艺参数以获得更好的加工表面提供了新的思路。     

固定翼无人机编队集结控制算法研究

针对固定翼无人机协同作战时的编队集结问题，提出了一种新的路径规划和位置分配方法，并设计了包括航迹跟踪、高度保持和速度控制在内的自动驾驶仪。该路径规划算法通过矩阵迭代得到一组较优的目标点分配方案，满足总航程较小和同时到达约束。根据得到的各无人机飞向目标点的航迹，算出无人机编队集结的代价矩阵。在每架无人机确定了应飞航路后，开始沿航路飞向目标点，在此过程中，纵向采用高度保持自动驾驶仪，横向采用航迹跟踪自动驾驶仪，控制无人机按规定航迹飞行。速度调节自动驾驶仪可根据速度指令调节油门大小加减速，跟踪上目标速度，进而实现编队集结。仿真结果验证了所提出的编队集结控制方法的有效性和可行性。     

基于多项式函数求解的落角约束制导律

在攻击坦克、舰艇等特定目标时,需要对导弹的终端落角进行约束,进一步提高战斗部的毁伤效能。针对这一问题,设计了基于多项式函数推导的落角约束制导律。首先在纵向对称平面内建立弹目相对运动学的小扰动线性化模型,利用落角和脱靶量的始端和终端约束条件,推导得到了满足落角约束的制导律的解析表达式。对该制导律进行仿真,仿真结果表明该制导律可以使导弹按照期望落角命中目标。