基于参数自整定模糊PID控制的大型液压源温控系统设计

根据液压源温度控制系统的非线性、时变的大滞后特性,采用参数自整定模糊比例积分微分(PID)控制算法,通过模糊推理在线调整PID的3个参数,给出了PID参数在线整定原则和模糊控制器设计。仿真结果表明:用该法设计的控制器较传统PID控制器有更好的动态性能和鲁棒性。不同工况的实验验证其液压源油温控制精度达到文献[1]的B级要求(±2℃)。     

固体火箭发动机喷管摆角校准方法研究

介绍了固体火箭发动机全轴摆动喷管的摆角校准技术方法,论述了为实现该技术而采取的技术措施以及新结构、新方法的建立过程。以FG-xx发动机喷管摆角校准数据证明了该技术的适用性和高精度指标。     

高超声速湍流分离激波运动特性

给出半圆柱前缘舵诱导的高超声速湍流分离激波运动特性。实验气流Ｍ数为７．８,单位长度Ｒｅ为３．５＊１０＾７／ｍ。     

关于星座设计中碰撞检测问题的探讨

对于卫星数量较多的星座, 在星座设计过程中就应当考虑避免星座运行过程中卫星之间的碰撞现象。文章首先针对发生在赤道上空的严格碰撞现象进行了研究, 提出了避免赤道碰撞的星座参数配置方法; 进一步从广义碰撞检测要求出发, 对星座中卫星间的相对距离变化规律进行了研究, 并给出了设计阶段解决碰撞问题的方案。文中的内容对星座设计工作有一定的帮助。     

飞机进气道/ 发动机台架联合试验及匹配特性研究

为了确定发动机地面装机条件下的进气畸变大小,对1种全尺寸进气道与发动机地面台架开展进发联合试验研究。试验速度条件为飞机静止状态,对应飞机迎角为0°,马赫数为0。参试进气道为2元外压式超声速进气道,参试发动机为大推力双转子带加力涡轮风扇发动机。采用地面台架联合试车的方法,获得了不同进气道条件下的进发匹配特性数据,包括在发动机不同工作转速下进气道出口流场的稳态总压特性、动态畸变特性等参数,并与进气道缩比模型风洞试验结果进行了对比分析。结果表明:全尺寸进气道的出口畸变随发动机空气流量增加而增大,与风洞试验结果一致,但防护网对于畸变的影响效果相反。     

低速飞机加装翼梢小翼的CFD数值计算及风洞试验研究

针对某四发涡桨飞机飞行速度较低,巡航升力系数较大的特点,通过加装翼梢小翼改善翼尖流场特性而提高巡航升阻比。经数值计算和风洞试验验证表明,几何参数优化后的小翼,可以使飞机久航点升阻比提高8%,远航点升阻比提高4.8%。加装翼梢小翼气动特性的CFD数值计算和风洞试验结果吻合良好,可作为小翼外形进一步优化后快捷、经济的验证手段。     

偏置斜切喷管对固体发动机推力特性的影响分析

为了获得偏置斜切喷管主要结构参数对发动机推力特性的影响规律,采用内弹道计算方法,通过对比不同喷管结构参数下发动机的推力特性,研究了喷管斜切角度和喷管扩张半角对发动机推力及推力偏斜角的影响规律.结果表明,随着发动机斜切角度的增大,发动机轴向推力略有增大,仅增大1％,发动机径向推力和推力偏斜角减小明显,分别减小28％和10...     

微处理机与外部设备的连接

国家半导体股份有限公司把输入/输出设备接到微处理机,乍—看常使人困惑。实际并不很难。在考虑微最大难题之一.是弄清楚如何把微处理机连接到它围周的设其中某些是模拟性的数据和状态信息必须从各种信息源引人,数据和控制信号需要送到伺一台或另外的设备。直接程序控制是粗这些接口最简单的方法,但是这种方法秘了处理机、用.当宣来提高计算澎1的方题能力时