复杂结构振动控制设计与仿真方法研究

为了避免在建立结构数学模型过程中因简化和降阶引起的模型误差,解决复杂结构建模难的问题,提高控制器设计的准确性,提出了一种新的基于有限元法(FEM)的结构振动控制设计方法.该方法可借助于商用结构有限元分析软件来实现,简便易行,在PATRAN/NASTRAN环境中利用PATRAN命令语言PCL(Patran Command Language)建立了通用结构控制仿真平台.通过对压电自适应桁架结构的振动控制进行控制设计仿真和实验验证,证明了新方法的有效性;与Simulink使用简化模型的仿真结果相比,新方法的结果与实验结果更为接近,表明其准确性更高.该方法适用于对处在设计阶段的复杂结构进行控制设计与仿真评估.      

Ti-15-3环板的翻孔成型研究

针对Ti—15—3环板零件的形状特点,分析了成型工艺的几种可能性,说明了翻孔成型的优点。详细介绍了钛合金环板翻孔成型工艺过程,对成型中遇到的工艺技术难题提出了解决办法,如工艺参数的选取、成型模具的结构设计及零件回弹量的确定方法等。对此类零件的成型生产具有一定的借鉴作用。     

基于一维噪声子空间的空间谱估计算法

针对ＭＵＳＩＣ算法在实际情况下,由于Ｒ的信号特征值发生所谓的＂能量泄漏＂而引起的性能下降,提出了一种新算法。算法的基本思想是,无论入射信号数为多少,始终认定只有阵列相关矩阵Ｒ的最小特征值λｍ才是噪声特征值;其对应的Ｒ的特征向量才是真正的噪声特征向量,并且构成一维噪声子空间。算法在减小运算量的同时,提高了在信号特征值能量发生泄漏的情况下对到达角估计的精度和分辨力。算法的思想同样适用于空间平滑等各种抗相干源算法。     

一般HSDB网络的消息延时控制

分析了一般高速数据总线ＨＳＤＢ网络中消息延时控制的机理;根据不同优先权的网络吞吐量导出了一般ＨＳＤＢ网络设置４个定时器（１个令牌握有定时器（ＴＨＴ）和３个令牌旋转定时器（ＴＲＴ））的解析表达式,为用户应用ＨＳＤＢ网络设置ＴＨＴ和ＴＲＴ提供了理论参考依据。     

空间多温区炉温度梯度电控移动研究

空间晶体生长多温区炉可避免机械振动对微重力环境的干扰,更适合于空间晶体生长实验,因此已受到广泛的重视。该文叙述了空间多温区炉的基本设计原理;提出了炉膛轴向温度分布及移动的两种模式,并对温度梯度电控移动这一关键技术进行了分析;同时也简述了多温区炉电控系统的设计原理。在一个多温区炉实验模型中做了地面实验研究,在４００～８００℃的温度范围内,建立并电控地移动了最大２５℃／ｃｍ的轴向温度梯度,移动过程匀速且平稳,最大速度２４ｍｍ／ｈ。     

韧性断裂准则中材料参数的特征和估算方法

对经过球化处理的20号钢进行一步加裁和两步加载实验,研究了作者提出的韧性断裂准则中材料参数的统计特征,并导出该参数的估算公式。结果表明,该参数服从正态分布,所建立的估算公式是合理的。所提出的韧性断裂准则可以揭示塑性加工过程中工件内部损伤演化规律和预测材料加工性。     

GH169高温合金孔挤压强化层的微观结构

采用透射电子显微术,研究了ＧＨ１６９高温合金孔挤压强化层的微观结构。实验结果表明,强化层内位错呈现平面状滑移和交滑移混合特征。随距孔边距离的增加,滑移带变得不甚明显,位错胞的直径略有增加。强化层内的孪晶数量很少,孪生不是ＧＨ１６９合金的主要变形方式。在合金中的γ'、γ”及δ相周围,存在着高密度的位错缠结结构;ＧＨ１６９合金具有较大范围的孔挤压强化层,约为３ｍｍ的深度     

基于ANN的故障诊断专家系统的应用研究

介绍一种基于ANN的设备故障智能诊断专家系统模型,探讨了该模型的基本结构和相应的推理机制及故障诊断策略,提出将设备故障分为低层故障和高层故障的思想以及相应的分层诊断、分块进行的诊断策略,并以MK9-5卷接机组为诊断对象,研究了该模型及诊断方法在设备故障智能诊断中的具体应用.     

跨音速飞机头部进气道前空速管的气动补偿计算

现有飞机的气压高度表误差往往较大,如Ma_∞=0.9时高度误差达300m,严重影响了飞机的低空、超低空飞行。为了减小气压高度表的指示误差,通常采用补偿方法。气动补偿是有效的方法之一。 由于机头及进气道的阻塞作用,机头前方将产生一个正压场。受正压场影响,有限长空速管所测静压并非飞机所在高度的真实静压,其中包含较大的静压误差C_(pw)。气动补偿原理就是选用特定外形的补偿空速管,使气流流经静压孔时产生一定量的补偿负压     

超音速旋转体与机翼当升力不为零时的波阻力

本文利用微扰动理论的波阻力积分公式, 推导了超音速旋转体与机翼当升力不为零时的波阻力公式, 应用这些公式得到细长旋转体与小展弦比机翼在一定的条件下的最小波阻力和对应的横截面积与升力顺气流方向的分布与外形,以及任意平面形状机翼的最小波阻力和对应的截面积与升力分布所满足的条件。最后, 建立了一个最佳超音速小展弦比机翼的极图公式, 并求解了最大升阻比问题。