固体推进剂空气涡轮火箭发动机的非设计点性能研究

为了简化控制系统和节流装置,采用涡轮进口富燃燃气流量为常数的调节计划,建立了固体推进剂空气涡轮火箭发动机(SPATR)的非设计点计算数学模型。分析了不同设计点涡轮进口富燃燃气流量对SPATR性能的影响,确立了设计点富燃燃气流量选择的方法。计算了SPATR的非设计点性能。结果表明,所建数学模型合理、可行,能满足SPATR在不同高度和速度下飞行任务的需要。     

一种变结构自适应中制导律设计

应用广义预测拦截点的概念,基于变结构自适应理论,以相对速度偏角为滑模面,设计了一种新颖实用的变结构自适应中制导律并进行了仿真分析,结果显示导弹各项指标均很好地满足要求,验证了该中制导律的可行性与有效性。     

基于损伤等效的多轴疲劳试验谱编制研究

针对多轴载荷下多危险点单轴应力破坏模式,以损伤等效为基础,提出了一种多轴载荷下的疲劳试验载荷谱编制方法.该方法首先对最危险点处的应力应变历程进行雨流计数,对得到的应力应变循环按幅值进行分组统计,再根据损伤等效原则对各组进行循环载荷搜索,最后将各组搜索到的包含一定次数的循环载荷按顺序连接起来,即为疲劳试验谱.试验结果分析表明,该方法定量地保证了试验载荷谱与原载荷谱的疲劳损伤一致,操作简单可行.      

基于预定啮合特性的点啮合齿面设计方法

针对格里森螺旋锥齿轮齿面设计方法无法在整个齿面接触传动过程中有效控制齿面啮合特性的不足,论述一种按预定的啮合特性设计点啮合齿面的理论和方法:啮合齿面的接触迹线上每一点的几何结构按预定的齿面啮合特性要求设计,而与特定的机床结构参数无关.啮合点的二阶接触参数通过弹性齿轮副的载荷-变形效应条件,而不是接触区的位置、大小和形状来设计.实例计算和分析表明本文的点啮合齿面设计方法是格里森齿面设计方法在数控技术条件下的发展和完善.      

1+1/2对转涡轮内部三维流动数值模拟

完成了某型1+1/2对转涡轮的气动设计,对其特性及内部流动进行了三维数值模拟,比较详细地分析了设计点的流场.结果表明采用无导叶的对转涡轮气动参数满足涡轮设计要求.低压涡轮级由于去掉了导叶,没有与之相关的各种损失,因而获得了比高压涡轮级更高的气动效率.对流场的分析显示,高、低压级的流动状况良好,叶片表面没有明显的分离.各排叶片进口气流角与构造角都符合.高压导叶处于亚声流动状态下,高压动叶出口完全超声,尾缘存在较强的燕尾波,低压动叶设计点基本处在亚声条件下.     

飞机数字化测量辅助装配技术及应用

先阐述了数字化测量辅助装配技术的作用与优势,并对该技术实施所需分析的问题和主要原则进行说明,然后详述和分析其实施过程.最后,针对大型飞机机身段对接装配,举例说明数字化测量辅助装配技术在其中的应用.     

基于骨骼服的虚拟人体建模与仿真

下肢外骨骼是一种人机结合的可穿戴的智能装置,用来提高单兵行走时的负荷能力。通过结合人的智能和机械的力量,使人与机械的优势得到互补,不仅可以避免用机械模拟人的智能带来的困难,还能够拓展穿戴者的负荷能力。文章首先基于人体行走的生物学特征利用零力矩点（ZMP）稳定性理论,分析了人体的动态稳定性的特点;然后,在ADAMS中建立了虚拟人体模型,对人体行走模型进行了仿真,通过对比仿真结果,验证了模型ZMP处于稳定状态,并且说明了在ADAMS人体建模与仿真的可行性。     

Halo轨道探测器的姿态描述与建模

日地系Halo轨道位于平动点附近,且不存在以地球为中心的轨道平面,这使得Halo轨道探测器的姿态描述和建模问题完全不同于近地卫星.针对三轴稳定方式的探测器,给出了2种姿态描述方案:对日定向方案(方案I,基于日、地敏感器)和旋转坐标系下定向方案(方案II,基于星敏感器).依据两者所定义的不同轨道坐标系,分别建立了姿态动力学模型.分析2类描述方案的相对误差,发现方案I的上限不超过5%,而方案II的上限不超过0.005%.并就方案I设计了姿态镇定控制器,以验证所提出的姿态描述方案的合理性.结果表明:具体工程应用中应以方案II为正常工作模式,并定期修正星历表的误差;方案I作为备份,保证探测器的正常运行.      

叶片三维轮廓测量点云数据高精度多角度融合

针对高精度多角度点云数据融合叶片测量难题,设计了一种基于相位测量轮廓方法的多角度点云数据融合的机械装置.通过设计对参考平面数据旋转的算法,实现叶片三维轮廓的高精度数据合成,精度达到(0.06±0.01)mm.这种装置的方法、结构简单实用,测量效率和精度高,可以多个叶片同时测量,是一种可以取代三坐标测量的实用方法.      

多点集中力下高超进气道弹性变几何研究

针对二元高超声速进气道需在宽马赫数Ma为4.5～6.0的范围内工作的要求,探索了一种在多点集中力作用下进气道曲面压缩面弹性可调的变几何方案.通过数值计算,首先对集中力数目的选取进行了研究,发现3个集中力对型面变形更为有效;然后对在3个集中力作用下产生变形的进气道进行了流固耦合分析,结果表明变形型面的静压分布与理想型面的静压分布基本吻合;对其性能进行分析,结果表明:Ma为6.0设计的进气道,变形后在Ma为4.5,5.0流量系数分别达到0.98和1.00,且出口总压恢复系数与未变形的进气道相比基本保持不变.由此说明,多点集中力下弹性可调的变几何方案是可行的,并有助于提高非设计点下进气道的性能.