基础隔震体系地震反应特征与方案优选

隔震建筑采用水平剪切型模型,隔震体系为橡胶垫、滑移和并联基础隔震系统,隔震层模型采用双线性滞回模型。研究了在不同隔震层屈服剪力和隔震周期时,不同隔震系统对结构地震反应的影响。研究表明,对于规则型隔震结构,经合理设计的并联隔震结构兼具橡胶垫和滑移隔震体系的优点,为优选方案。以一实际工程为例,分析了竖向不规则隔震结构的地震反应特点。研究表明,对竖向不规则结构,橡胶垫隔震体系为优选方案。     

变截面脉冲爆震火箭发动机实验研究

在8Hz频率下,以煤油为燃料,氧气为氧化剂,当量比为1.0的条件下,进行了变截面脉冲爆震火箭发动机的实验研究,其中包括等截面发动机,扩张型发动机,收敛型发动机,扩张-收敛型以及收敛-扩张型发动机.总结出了发动机横截面积变化影响爆震波传播的一些规律,得到了横截面积变化对发动机平均推力的影响.     

可靠性统计试验方案及其选取

通过对定时试验方案和序贯试验方案两类统计试验方案的分析,指出它们均吸收对方的优点,其差别仅为定时试验方案保持拒收责任故障数不变。由于序贯试验方案(定时截尾)的判决对"订购方与承制方"均是公平的,故建议采用,并给出方案如何选取。同时指出,试验结果的评定中,点估计验证区间的上、下限系数与试验方案无关。表明,GJB 899-1990中的表A7与表A8适用于所有技术状态不变的产品可靠性试验结果的评定。     

论空间交会中的径向连续推力机动与N次推力机动

文章从相对运动和绝对运动两方面分析径向小推力连续机动在空间交会V-bar接近中的运动规律，对冲量型、连续型和N次推力三类径向推力策略的性能进行比较。径向小推力连续机动的相对运动轨迹呈“旋轮线”型式。N次机动策略变轨速度总和与冲量型转移及连续推力机动所需的变轨速度相等，轨道控制能力提高，视界角比冲量型转移的视界角小，转移时间比连续型推力所需时间减少，且能适应范围更广的推力阶。N次推力机动策略综合性能优良。     

歼击机供气调温通道的MATLAB仿真模型

详细介绍了某型歼击机环境控制系统中供气调温通道的内部结构和工作原理,建立了通道内各部件的数学模型.在此基础上,利用MATLAB的simulink工具箱进行二次开发,得到各部件的MATLAB仿真模块,进而得到整个供气调温通道的动态仿真模型.利用所建仿真模型,分析了供气调温通道各参数,如涡轮背压、脉宽调节器调节范围、电机参数等对系统动态特性的影响,通过对这些参数的调节,可以改善系统的动态响应特性.文中结论对供气调温通道的设计和优化具有一定的指导意义.      

气体二次喷射推力向量控制数值仿真

采用基于Favre平均的三维N-S方程和k-ε湍流模型对固体火箭发动机气体二次喷射推力向 量喷管复杂干扰内流场进行数值模拟;采用三阶精度空间差分格式和隐式Jacobi时间点迭代 方法进行求解;借助数值模拟技术对气体二次喷射推力向量喷管方案进行了初步探索,研究 了不同喷射条件对气体二次喷射流场特征及侧向控制力的影响作用;研究表明,二次喷射气 体喷射孔位置、总温及总压等因素对侧向力影响具有耦合作用,合适的喷射孔位置和高温燃 气以及较大喷射总压都能有效增加侧向力及向量角;燃气二次喷射系统具有较高的效率;侧 向力随二次喷射流总压增加而线性增大.      

美导弹防御局计划进行模拟动能拦截器试飞试验

美国导弹防御局计划在今年4月中旬使用模拟拦截器进行一次试飞,从而为计划在今年中下旬进行的首个模拟动能拦截器试飞试验做准备。包括电子设备,推力矢量控制设备在内的动能拦截器模拟硬件将参与此次试验。试验中,模拟拦截器没有一级发动机和二级发动机,不产生动能。这次模拟试飞包括倒数计秒、发射后的各种程序,但不会实施发射。在正式试验前,     

基于序列二次规划的推力矢量控制分配方法

  针对使用推力矢量控制的航天器,建立了游动发动机的数学模型,在分析了游动发动机摆角约束的基础上,提出了推力矢量控制分配问题。将该控制分配问题转化成以力矩误差最小和对变轨推力影响最小作为优化目标的多目标优化问题,引入序列二次规划进行求解,得到一种新的控制分配方法。仿真结果表明,该方法能够准确实现期望目标,验证了所提出的控制分配方法的可行性和有效性。     

基于本体映射的产品概念设计方案生成新方法

将本体与本体映射引入产品概念设计方案生成领域,提出了一种基于本体映射的产品概念设计方案生成新方法,有助于解决传统概念设计方案生成算法中由于知识描述不一致而导致的产品设计知识重用困难,以及设计方案生成准确性低的问题.该方法使用本体知识表示方法建立产品设计知识库;使用本体映射算法自动地搜索产品设计知识库中符合设计需求的产品概念设计方案.通过起重机起升机构驱动装置设计实例,验证了基于本体映射的产品概念设计方案生成新方法的正确性和有效性.     

火箭发动机推力测量的原位自动校准

研究了火箭发动机推力测量系统的原位校准问题。提出并建立了实现原位校准自动化的原理和方法。在建立和分析用于原位校准的加载系统的力学模型基础上,推导出了原位校准加载系统作用力的数学表达式,分析了影响作用力的因素,为原位校准中进行作用力的准确控制奠定了力学和数学基础。据此,运用自动控制理论提出并分析了实现加载系统工作自动化和数据采集自动化的方法,介绍了作者研制的实现原位校准自动化的装置工作的原理及其应用。提出和论述的原位自动校准方法与装置适用于所有喷气动力发动机推力测量的原位校准。