基于计算力矩法的眼内手术机器人的重力补偿

为了提高一种具有远程运动中心(RCM)机构的眼内手术机器人的定位精度和稳定性,在建立机器人坐标系的基础上,通过动力学等效,对机器人各构件质心瞬态位置进行分析。根据拉格朗日方程建立机器人动力学模型。提出基于计算力矩法的重力补偿方法。在此基础上,通过MATLAB/Simulink软件对重力补偿模型进行仿真。比较独立比例微分(PD)控制方法及重力补偿方法的各关节运动响应曲线,表明重力补偿模型可有效补偿重力项;同时,分析重力补偿模型响应曲线与期望曲线的误差,证明重力补偿模型具有较高的补偿精度和可行性。     

LPA对UPR收缩率和力学性能的影响

针对不饱和聚酯树脂(UPR,Unsaturated Polyester Resin)收缩率高和脆性大的缺点,研究了加入两种低轮廓添加剂(LPA,Low Profile Additives)--聚醋酸乙烯酯类的LPA-4016和聚苯乙烯类的LPA-7310--对UPR浇注体的体积收缩率和力学性能的影响,分析了两种体系的相结构转变及不同的低收缩控制机理,LPA-4016主要是通过在LPA颗粒相周围形成许多均匀分散的空隙来抵消树脂的固化收缩;而LPA-7310则主要是通过自身充分膨胀来抵消树脂的固化收缩.结果表明,LPA-4016对UPR的收缩控制存在一个较合适的加入量范围,且与LPA-7310相比,其可改善UPR的脆性,提高冲击强度,但两者都会降低UPR的拉伸强度.     

液体火箭喷焰红外特性的数值仿真

用传输方程积分法计算液体火箭喷焰在光谱2~5?μm的红外特性,并考虑了经过海平面一定长度的水平路程后大气对液体火箭喷焰辐射的衰减作用.计算喷焰的形状为圆柱形,温度和组分的摩尔分数沿轴向和径向变化.计算中考虑气体组分H₂O,CO₂,CO的吸收与发射,喷焰内燃气的光谱透过率用SLG模型计算,大气的光谱透过率用LOWTRAN7.0计算.给出一台推力为1.125×10⁶N的液体火箭发动机喷焰表面以及经过海平面0.88?km水平路程大气衰减后的光谱辐射强度,经比较与参考文献给出的结果基本一致.     

飞机起落架摆振的阻尼特性影响

采用考虑支柱弹性、减摆器传动系统弹性、轮胎变形、结构重量、垂直载荷以及机轮陀螺力矩等影响因素的线性机轮摆振分析模型,通过灵敏度分析方法,区别研究了"轮胎型"摆振和"结构型"摆振.首先计算稳定矩、支柱侧倾刚度和减摆传动系统扭转刚度等结构参数的改变对减摆器阻尼的影响,以获得速度-灵敏度曲线,然后利用一组速度-灵敏度曲线分析阻尼特性对摆振稳定区域的影响,灵敏度计算考虑了各参数之间的耦合效应.算例表明方法合理、有效,同时为起落架防摆振设计的研究提供了一条新的途径.     

环路热管蒸发器毛细芯传热流动特性的一维分析

文章通过对液体在环路热管蒸发器毛细芯中的两种蒸发状态——表面蒸发状态、汽膜蒸发状态的分析，对液体在环路热管蒸发器毛细芯中的传热流动特性进行了一维数值计算，理论计算表明：在毛细芯正常工作状态下，液体在毛细芯中的蒸发属于表面蒸发，只有在进口液体存在过冷度时，汽膜蒸发才有可能存在。另外，文章还对毛细芯的壁厚、毛细芯的导热系数、进口液体的过冷度等因素对毛细芯传热流动特性的影响进行了讨论。     

基于Hopfield网络的飞机设计

Hopfield神经网络与增广拉格朗日乘子法相结合来求解非线性约束优化.神经网络作为求解乘子法的子问题的动力学方法,仅需计算一阶导数.引入逐渐衰减的高斯噪声信号构造随机神经网络.同时针对随机网络受初始温度制约,跳出局部极小值能力有限的问题,网络运行采用结合模拟退火的欧拉法.用该方法对某喷气教练机进行总体优化设计,结果表明,算法的数值稳定性较好,求解精度高.并基于拉氏乘子提供的约束敏度信息,做了设计要求权衡.最后研究了某型干线旅客机的机翼气动/结构综合设计问题.      

电子式互感器校验方法的设计与实现

对电子式互感器进行校验是确保其在电力系统中成功应用的前提.针对目前电子式互感器校验过程中存在的问题,提出了一种新的校验方法.利用有限次迭代和最小二乘法相结合的组合测量原理实现频率的快速准确测量;引入准同步算法并对其实现过程中几个关键环节的设计及参数选取问题进行讨论,有效抑制了因电网频率波动而导致的非同步采样对校验结果的影响;最后对校验方法的实现过程进行了仿真与实测,验证了方法的性能及效率.为便携式智能化校验装置的研制提供了强有力的理论支持.      

一种微波测频系统的设计

提出了一种基于射频PLL频率合成器的微波连续波测频方法。利用射频PLL频率合成器ADF4113,实现了对2 cm微波连续波进行快速、准确地测频,并给出了其系统框图。     

飞机跑道荷载响应深度变化规律

针对目前刚性道面未考虑道面结构参数、起落架机型及滑跑速度与响应深度之间关系的现状,借助ANSYS软件建立45m×15m×10m的有限元模型,计算了8种面层厚度、6种面层模量、5种基层厚度、5种基层模量和5种土基模量下B737-800动荷载的响应深度,并类比另4种机型的计算结果,分析了起落架构型对结果的影响;同时形成了B737-800起飞过程中响应深度的动态变化曲线.研究结果表明,响应深度随面层厚度、面层模量、基层厚度与基层模量的增大呈线性减小趋势,随土基模量的增大而增大,两者关系服从二次函数,且土基模量对响应深度最为敏感;同时起落架构型对响应深度也有较大贡献;飞机起飞过程中,响应深度呈先小幅增加而后迅速减小的非线性变化.研究结果为机场道面结构参数的选取和场道维护提供了理论依据和参考.      

基于WPI的多操纵面飞机积分滑模容错控制

针对含位置和速率限制、故障重构存在误差和时滞下的过驱动飞行器损伤故障的容错控制问题,提出了一种基于动态自适应加权伪逆法(WPI,Weighted Pseudo Inverse)的积分滑模主动容错方法.采用指令限制模块对饱和控制信号及瞬时干扰进行限制,设计了动态自适应控制分配律逐步减小指令饱和,同时通过故障估计值修正控制分配律来直接补偿气动力损失,降低了故障对系统稳定的影响;设计积分滑模律实现了含重构不匹配和时滞的稳定控制.仿真结果表明,所设计的控制器能快速准确地跟踪参考指令,对时滞具有较强的鲁棒性,同时对损伤故障具有较强容错能力.