基于LabVIEW远程校准系统研究

远程校准系统可提高部队的机动计量保障能力，是未来我军计量保障的发展方向。远程校准系统分离了专业计量人员与校准现场，可在任何时间、任何地点实现校准操作。基于LabVIEW开发平台，对系统中客户端、网络传输部分、服务器进行了详细的设计，利用远程校准系统完成了电源Maynuo M8831的远程校准，并自动生成校准结果。该系统操作简单易懂，为部队武器装备的远程校准提供技术支撑。     

一种改进的声反卷积相关声源定位方法

基于传声器阵列的声源定位算法的性能优劣决定了气动噪声试验检测中气动噪声源定位成像的准确性。为了提高相关声源定位方法的稳健性和准确性，提出一种改进的声反卷积相关声源定位方法——D-MACS（Developed-Mapping of Acoustic Correlated Sources）方法。该方法的特点是：在传统MACS方法的基础上，将声反卷积模型进行改进，使模型体现出声场空间扫描点声压互谱矩阵与互谱波束形成输出矩阵之间的数学关系，其最终获得的声源定位结果，能够提高MACS方法声源定位辨识的稳健性和准确性。通过仿真信号研究和声学风洞环境中的声源定位试验研究，比较了DAS（Delay And Sum beamformming）、DAMAS-C（Deconvolution Approach for the Mapping of Acoustic Correlated Sources）、MACS和D-MACS这4种方法的声源定位性能，验证了D-MACS方法在声源定位性能上的优势。     

一种运载火箭时变结构模态参数辨识的确定性演化方法

针对运载火箭的时变结构模态参数辨识问题进行研究，基于时变自回归滑动平均(TARMA)模型，提出一种时变结构模态参数辨识的确定性演化方法。该方法利用小波基函数的良好局部函数拟合能力，将墨西哥帽小波函数作为TARMA模型时变系数的空间基底，构建了基于小波函数的泛函序列时变自回归滑动平均(FS-TARMA)模型，并发展了两步最小二乘估计方法，实现了时变系数的解耦估计。通过有限单元法，建立了阿里安V号芯级运载火箭时变有限元模型，对所提辨识方法进行了验证，结果表明：墨西哥帽小波基FS-TARMA方法能够有效地辨识系统的时变模态参数；与传统傅里叶基FS-TARMA方法相比，具有更好的辨识精度，并且能够准确地反映出模态局部细节特征。     

舰载飞机逃逸复飞动力学特性研究

采用相关作用力方法，建立了考虑起落架变形运动影响下飞机在运动斜甲板上的着舰滑跑运动方程，综合研究了海浪，风，地效，航母摇荡运动和起落架伸缩运动等因素对飞机着舰脱挂后逃逸复飞特性的影响，为舰载飞机逃逸飞行特性提供了计算方法。     

非线性编辑在电视节目制作中的应用

以DY-3000型非线性编辑系统的应用实践出发，论述了非线性编辑的特点及在实际工作中的应用，同时指出了它的不足及今后的发展趋势。     

测量中单输入单输出线性系统动态数学模型定阶方法的仿真研究

针对测量中单输入单输出线性系统的动态建模问题,通过计算机数字仿真,对现有的几种定阶方法进行了研究、分析,比较了它们在不同信噪比、不同数据长度、不同模型情况下模型定阶的可靠性、等价性和选择原则,并得到了一些重要的结论。     

彩色计算干涉技术及应用

在对高速气流进行干涉法测量时 ,由于激波的作用或者光的散射、斑点等现象 ,干涉图的干涉条纹可能会出现不连续。笔者通过仿真M Z干涉仪或全息干涉仪光学模型 ,并且采用对多块不规则网格的计算流体力学结果进行重构的直接体视化图形算法 ,得到了高分辨率的彩色数值干涉图 ,克服了干涉条纹的不连续性并给出了一个弹道靶中超高声速钝锥流场的例子     

COOPERATIVE DESIGN UNDER CONCURRENT ENGINEERING ENVIRONMENT

主要论述了并行工程环境所支持下的群体通过协同合作进行的工程设计活动。文中首先阐述了工程设计、特别是概念设计的相关问题，接着深入剖析了当今智能ＣＡＤ的优缺点，从而提出了一种基于并行工程、面向群体合作的问题设计策略——协同设计。最后以概念设计自动化为例，建立了以协同设计的概念模型，探讨了模型的基本原理、系统组织以及关键实现技术。     

基于改进蚁群算法的薄壁件柔性工装布局优化

为解决薄壁件刚性差,在制造过程中易因工装夹紧力产生弹性变形等问题,提出了一种基于改进蚁群算法的薄壁件柔性工装布局优化方法,对薄壁件的柔性工装进行了布局优化。该方法通过有限元分析与蚁群/遗传混合算法相结合的方法进行了工装定位/支承阵列的布局优化。实例验证表明,采用改进遗传蚁群算法对工装布局进行优化,可使柔性工装系统中定位/支承阵列布局的拓扑形态和分布密度处于最优状态,使薄壁件最大变形量缩小47%。     

Numerical simulation of aerodynamic interaction for a tilt rotor aircraft in helicopter mode

A rotor CFD solver is developed for simulating the aerodynamic interaction phenomenon among rotor, wing and fuselage of a tilt rotor aircraft in its helicopter mode. The unsteady Navier–Stokes equations are discretized in inertial frame and embedded grid system is adopted for describing the relative motion among blades and nacelle/wing/fuselage. A combination of multi-layer embedded grid and ‘‘extended hole fringe" technique is complemented in original grid system to tackle grid assembly difficulties arising from the narrow space among different aerodynamic components, and to improve the interpolation precision by decreasing the cell volume discrepancy among different grid blocks. An overall donor cell searching and automatic hole cutting technique is used for grid assembly, and the solution processes are speeded up by introduction of Open MP parallel method. Based on this solver, flow fields and aerodynamics of a tilt rotor aircraft in hover are simulated with several rotor collective angles, and the corresponding states of an isolated rotor and rotor/wing/fuselage model are also computed to obtain reference solution.Aerodynamic interference influences among the rotor and wing/fuselage/nacelle are analyzed,and some meaningful conclusions are drawn.