脉冲视频对消技术研究

着重介绍用于具有距离截止特性的纳秒脉冲多普勒中的视频对消原理，给出了对消原理框图、波形图。最后给出了该对消电路的简化测试方法及     

推进剂制造过程中组分快速分析方法概述

以复合固体推进剂为主，概述了制造过程中多种实时分析和相对快速分析方法，包括色谱法、极谱法、红外光谱法、Ｘ－射线萤光光谱法。详细比较了ＨＰＬＣ和流动注射分析（ＦＩＡ）之间的差异，提出了ＦＩＡ的优点及其在推进剂中应用的潜力。     

航空活塞发动机机体疲劳优化设计方法

机体可靠性差是航空活塞发动机适航取证过程中的技术难题。以某型发动机下机体为研究对象,通 过模型仿真得到机体的瞬态载荷曲线并进行拟合,按实际安装对其进行约束,采用 Goodman方法进行高周疲 劳分析,计算机体疲劳安全系数;提出一种分离式主轴盖的设计方法,优化下机体结构,在相同载荷的条件进行 对比分析;采用威布尔数学模型对机体可靠性指标进行计算验证,并对优化后的机体进行耐久测试。结果表 明:下机体疲劳安全系数、整机寿命、可靠性大幅提升,该设计方法对提高类似结构可靠性有一定的借鉴意义。     

空气耦合超声金属/非金属粘结缺陷检测

为提高SRM粘结结构脱粘缺陷检测效率,实现大面积快速自动检测,基于漏兰姆波检测原理,提出使用空气耦合超声兰姆波检测技术,对钢/树脂/橡胶粘结结构进行检测研究。使用二维傅里叶变换识别粘结结构中兰姆波模态,从兰姆波波结构出发分析了不同模态兰姆波对于脱粘缺陷的敏感性;使用空气耦合检测系统对不同尺寸缺陷进行定量检测,最后使用概率损伤成像算法对缺陷进行成像。结果表明：兰姆波幅值随脱粘缺陷的尺寸增大而增大,不同兰姆波模态检测灵敏度不同,检测灵敏度高的模态其离面位移更大,使用800 kHz频率的S₀模态检测灵敏度高于A₀模态,兰姆波成像算法能够快速准确的对脱粘区域进行定位成像。空气耦合超声兰姆波技术能够快速有效地对SRM脱粘缺陷进行检测,提高了检测效率,为非接触超声的实际应用提供了有益探索。     

基于ODE参数辨识的液压伺服系统灰箱建模

 针对液压伺服系统常规"白箱"建模由于参数无法精确获得导致所得模型精度不高及"黑箱"建模所得模型内部结构未知的问题,本文提出基于ODE参数辨识的液压伺服系统"灰箱"建模。首先,建立了工程上实用的系统状态空间模型, 根据系统特征确定了待辨识参数,将模型辨识问题转化为常微分方程(ODE)参数辨识问题;然后,采用正弦扫频信号作为激励信号和基于带边界约束的信赖域优化算法的初值问题方法进行参数辨识;为了和ODE参数辨识结果进行对比,本文同时采用系统的频率响应数据和最小二乘法辨识得到系统的"黑箱"传递函数模型;最后,通过大量实验验证了辨识模型的精确度。实验结果表明,本文提出的基于信赖域算法的液压伺服系统模型辨识方法可以有效处理参数的边界问题,使辨识模型既具有实际的物理意义,又与实际系统高度符合。     

基于伴随式的分布式联合信源信道编码

提出一种基于伴随式(Syndrome)的具有抗差错性能的分布式联合信源信道编码方案.在不增加编码端复杂度的前提下,设计一种新的基于伴随式的编码器,使其同时具有压缩和抗差错的性能;其次,设计相应的译码器,并改进现有的联合译码算法,在译码中引入新的信息交互过程,提高了译码性能.仿真结果表明:该方案的性能优于现有的基于伴随式的分布式联合信源信道编码方案的性能,而且在信噪比较高时,该方案的性能也优于基于校验位(Parity)的分布式联合信源信道编码的性能.     

一种用于临近空间飞行器的吸气式电推进技术

针对低速临近空间飞行器提出了一种新型吸气式电推进方案,该方案采用单介质阻挡放电（SDBD）作为等离子体源,因此能在较大气压范围（数Pa~1atm）内电离大气产生等离子体并产生推力。为探究该吸气式电推进方案的推力性能,测量了实验样机在多个气压和电压条件下产生的推力。推力测量结果显示在10~90kPa气压范围内,实验样机产生的推力在10 2~10 3μN量级;气压一定时,产生的推力与驱动电压呈幂次相关;而电压一定时,随着气压自1atm逐渐降低,产生的推力先增大后减小,且达到最大推力的气压与所加驱动电压相关。     

Experimental investigation on ice-breaking performance of a novel plasma striker

Aircraft icing has long been a plague to aviation for its serious threat to flight safety.Recently, researches about a newly proposed deicing method based on Plasma Synthetic Jet Actuator(PSJA) have just started. To meet the requirements of in-flight deicing, structure of PSJA needs to be adjusted. This paper completed the detailed design and experimental validation of a novel plasma striker, which was a modified version of PSJA. Influences of mass of the moving part and rod shapes on the ice-br...     

快速多极展开算法在自由尾迹分析中的应用

针对旋翼自由尾迹分析的计算效率问题,对快速多极展开算法(Fast multipole method,FMM)在基于直线涡元的尾迹互诱导速度计算中的应用开展了研究。分别构建了悬停和前飞状态下诱导速度多极展开计算的定义域;在进行远场诱导速度计算时,将直线涡元等效为涡粒,推导了诱导速度的多极展开表达式。通过对悬停和前飞状态下旋翼尾迹中涡元诱导速度的计算,分析了该方法的加速特性和准确性。在此基础上,采用多极展开算法求解了旋翼模型在悬停和前飞状态下的自由尾迹几何形状和桨盘诱导入流分布,并与直接计算结果和实验数据进行了对比,表明FMM算法在提高计算效率的同时能够保持较高的精度。     

变转速旋翼直升机单发失效低速回避区分析

利用最优控制方法研究变转速旋翼直升机在遭遇单发失效时,旋翼转速对自转着陆低速回避区的影响。首先,以UH-60A直升机为样机,建立三维刚体飞行动力学模型,并分析低速范围内旋翼转速对直升机需用功率的影响。然后,在模型中加入单发失效后自转着陆阶段发动机输出功率以及旋翼转速变化方程,并利用直接多重打靶法将直升机单发失效后的自转着陆过程转换为非线性最优控制问题进行数值求解。最后,基于最小化回避区面积的思想,得到并分析直升机在不同旋翼转速下单发失效后的自转着陆低速回避区,以及回避区高悬停点、拐点和低悬停点对应的最优着陆轨迹和操纵过程。结果表明：随着旋翼转速的降低,直升机单发失效后的低速回避区首先会逐渐缩小,然后迅速增大。最小回避区对应的旋翼转速略高于最小需用功率对应的旋翼转速。适当降低旋翼转速不仅能有效降低直升机的需用功率,还有利于提高直升机单发失效后的自转着陆性能。