求解广义特征值反问题的数值方法

讨论一类广义特征值反问题的数值解法,这类问题包括加法、乘法和经典特征值反问题作为其特殊情况。基于行列式和最小奇异值的计算,文中给出了求解这类问题的两个二次收敛的数值方法,描述了在出现重特征值的情况下如何改进其中的一个方法以保持二次收敛性,并且给出了两个数值例子以解释收敛性结果     

基于加速度测量的智能桁架结构振动主动控制

加速度传感器具有频带宽、结构简单、重量轻等优点而获得了广泛使用,因此研究基于加速度测量的结构控制系统具有较大的实用价值。文中的只能获得加速度时,采用模态滤波器技术实现从物理加速度响应解耦得到单模态加速度的响应。然后改变Ｌｕｅｎｂｅｒｇｅｒ观测器的结构形式,从模态加速度响应观测得到模态们移和模态速度响应。基于模态滤波器和最优控制理论,采用独立模态空间控制策略,实现了具有密集模态的三维柔性智能桁架结构     

基于LabVIEW平台的数字抽取滤波器的设计与应用

介绍了基于LabVIEW平台的数字抽取滤波器的设计。该方法是对高采样率的数据进行低通数字滤波，然后对结果用1／K倍重新采样，将数字信号频带压缩K倍，从而实现动态测试较大的动态范围要求和划分频带要求，数字抽取滤波器的设计包含调制，数字滤波和抽取三方面，LabVIEW是一种基于图形编程语言（G语言）的开发环境，采用交互界面设计，模块化编程，该滤波器也是作者正在研制的动态测试分析虚拟仪器的一个重要组成部分。本文给出了在LabVIEW平台上所进行数字抽取滤波器的设计原理，仿真结果和在动态数字信号分析中的应用。     

非线性逆在ASTOVL控制系统中的应用

研究了先进短距起飞垂直着陆飞机（ASTOVL）的飞行／推进控制系统的控制律，基于解和掌握气动舵面和推力矢量舵面控制下的飞机数学模型，应用非线性动态逆理论，为ASTOVL飞机从巡航到悬停阶段的飞行，设计了推力矢量控制器和俯仰控制器，以合理地分配飞机上的力和力矩，使得俯仰姿态速度和法向速度的控制在推进系统性能包括线范围内是近似线性和解耦的，最后以ASTOVL飞机悬停阶段的数字仿真曲线为例，证明了所设计的两个控制器是可行的，基本上达到了设计要求。     

一种可利用部分冲压的直升机进气道流场特性实验研究(英文)

针对可利用部分冲压、带前输出轴直升机进气道结构特点 ,实验研究了在侧滑角从 0～ 1 35°状态下的直升机进气道流场特性 ,分析了沿程静压分布、进气道出口截面流场畸变指数、总压恢复系数等进气道性能参数。研究表明 ,该类进气道在各种侧滑状态下总压恢复系数较高。当侧滑角大于 90°时总压恢复系数随着来流速度的增加而减小 ;进气道内气流分离的区域和出口截面流场畸变指数与侧滑角和来流速度的大小有关。其中在侧滑角小于 90°时 ,进气道出口截面流场品质较好。当侧滑角大于90°时 ,随着来流速度或侧滑角的增加出口流场迅速恶化     

飞机起落架落震试验测控系统开发与应用(英文)

针对"海鸥300"飞机起落架落震试验的技术要求,研制了起落架落震试验测控系统。提出飞机起落架落震试验电液伺服系统的设计方案,采用可编程式逻辑控制器(PLC)技术实现了试验过程的自动化,解决了起落架落震试验机轮水平载荷、垂直载荷、机轮转速等测量技术难点。根据CCAR-23-R3要求,完成了"海鸥300"起落架落震试验。结果表明:试验系统工作稳定可靠,数据采集精度高,符合"海鸥300"飞机起落架试验技术要求,可作为其飞机适航取证的依据。     

连续变迎角测力试验技术在大型暂冲式跨声速风洞中的应用

由于暂冲式高速风洞运行时间短暂,普遍采用阶梯变迎角方式进行静态测力试验,其试验信息量难以满足先进飞行器研制的试验需求.为在暂冲式高速风洞中获得更为详尽的气动力信息,在2.4m跨声速风洞中进行了连续变迎角测力试验技术应用研究.主要介绍了该项试验技术的基本特点,给出了J7标模的主要试验结果.结果表明,该项试验技术获得的气动力数据与常规阶梯方式具有很好的一致性,可以满足工程实用的要求.     

L形声学谐振器的吸声特性试验

从试验方法、试验装置、试验数据处理等方面对如何有效测试L型声学谐振器法向和切向的吸声特性(包括吸声系数和声阻抗)展开了详细论述,并得出有一定工程价值的试验结论.     

高速飞行器轻质防热材料高温环境下的隔热性能研究

导弹等高速飞行器广泛采用轻质材料进行热防护,但实际使用的轻质防热材料由于在密度、质量、工艺、生产批次等多方面的原因,厂家提供的非连续表征的离散式材料导热系数,与非线性连续变化的实际热参数之间存在一定差别.建立轻质防热材料高温导热系数测量装置,通过试验得到轻质高温陶瓷隔热材料导热系数与温度之间的非线性关系,为提高数值计算...     

基于神经网络的二维随机翼型优化设计方法(英文)

为避免翼型单点优化设计存在的非设计状态气动性能损失,改进对实际飞行环境中不确定性因素的适应能力,提出了基于神经网络的二维随机翼型优化设计方法。采用4个BP神经网络作为代理模型,用于预测翼型的气动系数与几何参数,以提供高效和可靠的分析。同时联合服从正态分布的概率密度函数和遗传算法构成了优化设计方法。采用该方法,对GA(W)-2翼型,在关于马赫数和迎角的二维飞行区域内进行了随机优化设计。通过与原始翼型和单点优化设计翼型的结果对比,表明该二维随机优化方法能够在指定飞行区域内改进翼型的整体性能,提高了翼型对多个飞行参数随机变化的适应能力。