带落角和末端攻角约束的最优末制导律

针对现代导弹武器多约束、高精度制导的基本要求,在综合考虑带落角和末端攻角约束的条件下,用二次型最优控制推导出一种新的最优末制导律。仿真结果表明,该末制导律既能够满足高精度制导的要求,同时也能够满足对落角和末端攻角的控制要求。     

老化时间对涂层性能的影响

利用电化学阻抗谱(EIS)技术研究了含有锌铬黄防锈颜料的环氧酯漆涂层的耐蚀性能。研究发现,当老化时间为4周时,涂层的耐蚀性能最佳,时间过长或过短都使得涂层性能下降。并且EIS技术可以用来研究涂层的老化。     

可调桨距冲压空气涡轮气动特性实验与数值分析

冲压空气涡轮风洞实验主要目的是采用相似准则,模拟空中加油工作状态,测量涡轮输出功率,分析涡轮气动特性。实验分别使用励磁发电机和加油泵作为测功器,通过调桨变距并测量最大输出功率。气动特性实验表明在风洞气流速度比加油机最小飞行速度低16%的条件下,冲压涡轮输出功率即可满足加油需要。论文还采用高数值稳定性代数Baldwin-Lomax湍流模型模拟冲压涡轮全三维混合型流场,分析流场主要气动特性,讨论桨叶表面载荷的分布。数值模拟结果显示在冲压空气涡轮桨叶近轮毂区域需要进一步优化。      

分叉分析方法在大迎角控制律设计中的应用

 在充分了解本体静不稳定飞机大迎角非线性数学模型的分叉特性的基础上, 以分叉分析方法作为指导, 采用特征结构配置方法设计纵向控制律和调参的横航向控制律。结果显示, 不期望的分叉行为得到抑制,飞机稳定和解耦的飞行范围得以延伸。     

CMG磁悬浮转子系统的模型与控制律

 以刚体的平动和转动为状态构造主动磁轴承(AMB) 转子控制系统模型,可以清晰反映控制力矩(CMG) 陀螺效应的影响。利用此模型,着重分析了目前常用的分散控制和分散加交叉控制方式下转子的后向涡动特征,并提出模态解耦控制的概念,指出此控制律可以根除转子的后向涡动,且具有最佳的稳定性。     

函数最优化求解方法及在直升机设计中的应用

本文叙述了求函数极值和函数最优化值的概念，并介绍了求解函数最优化值的无约束优化的DFP变尺度法及求函数有约束优化的罚函数法；并就求函数最优值方法在武装直升机结构最优化设计中的应用作一陈述。文章最后附有对方法软件考核的不同类型算例。     

热空气老化和热水老化对PC冲击性能的影响

在 40℃和 80℃环境中 ,分别对 Bayer- PC、Japan- PC、Korea- PC三种聚碳酸酯缺口冲击试样进行了热空气老化和热水老化实验研究。在 0～ 40 0 h老化时间内 ,研究了这三种 PC的热空气老化和热水老化对冲击强度和断面形貌的影响 ,讨论了 PC热空气老化和热水老化机理。结果表明 :老化前 ,Japan- PC、Korea- PC和 Bayer- PC冲击强度分别为 95k J/m2 、83k J/m2 和 55k J/m2 ;在 40℃和 80℃热空气老化后 ,三种 PC冲击强度均有所下降 ,其中 80℃热空气老化引起的降幅最大 ,热空气老化 40 0 h后的冲击强度顺序为 Japan- PC>Korea- PC>Bayer- PC,在 40℃热水老化后 ,三种 PC的冲击强度几乎不受老化时间影响 ;在 80℃热水老化后 ,三种 PC冲击强度均有所下降 ,其中 Bayer- PC降幅最小 ,Japan- PC次之 ,Korea- PC最大 ,但 PC的平衡冲击强度大小与热空气老化的情况相同。由扫描电镜对冲击断面形貌观察可知 ,未老化的三种 PC均以剪切屈服破坏机理为主 ,老化后的三种 PC主要以银纹集中破坏机理为主     

操纵系统非线性因素对飞机纵向驾驶员诱发振荡影响的探讨

采用描述函数法建立了含有非线性控制系统的人机系统数学模型,确定了系统的极限特性,探讨了极限环与驾驶员诱发振荡(PIO)之间关系和操纵系统非线性因素对PIO影响等。并以JJ7机为例通过人机系统数字仿真验证分析结果。     

超跨音对转涡轮试验台

超跨音对转涡轮试验台由进气涡壳、轴流式试验段 ( 2个转子 )、排气涡壳、2个减速箱、2个电涡流测功器、燃烧加热器、滑油系统等组成。它可以允许轴流式涡轮高低压转子对转或同向旋转 ,对有或无导叶涡轮进行气动方面的研究工作。采用不接触测量 ,如 PIV激光测速等可视化测量手段 ,便于对级间流场的分析研究。     

柔性悬臂梁振动主动控制实验研究

以压电陶瓷为作动器，并采用独立模态控制法，对冲击载荷作用下的大柔度悬臂梁前三阶模态进行了振动主动控制研究。实验结果表明，使用独立模态控制方法，能有效地抑制悬臂梁的振动，控制效果非常明显。采用模态滤波和相移控制器进行模态分离和相位调节，可获得最大结构阻尼，取得良好的动态控制效果。