核热源功率测量系统冷端温度控制策略

基于核热源功率测量系统冷端温度控制需要,建立系统动态特性模型.在开环仿真分析的基础上,分别设计了PID（proportion integration differentiation）控制、模糊控制以及支持向量机(SVMsupport vector machines)智能预测控制3种控制算法,并完成了其仿真研究,验证了测量系统控温的可行性.结果表明:将SVM优秀的非线性函数逼近能力与预测控制相结合来拟合被控非线性系统模型,并通过支持向量机的预测结果进行反馈校正,使系统具有良好的鲁棒性和稳定性,易于工程应用.      

现代反潜作战

反潜战是对敌潜艇作战的统称，它包括对敌潜艇的进攻和防御，即使用各种反潜兵力和武器积极主动地搜索、攻击敌潜艇或采取各种措施限制敌潜艇的活动，并保护己方兵力免遭敌潜艇的攻击，发挥己方的火力。随着现代技术的飞速发展及各种高新技术在潜艇装备上的应用，潜艇作战能力有了很大提高。现代潜艇可执行反潜、反舰和对陆上目标进行战略攻击等任务，对世界各国，尤其对海洋国家构成了严重威胁。反潜战作为潜艇战的反措施，日益受到各海洋国家的普遍重视。反潜战的意义随着潜艇战意义的增长而增长，反潜战的地位也随着游艇战地位的提高而提高。现代反潜战，已由早期的以水面舰艇为主的反潜发展到当今以水面、水下、空中、太空（卫星）为平台的立体协同反潜。     

常规载荷与振动环境共同作用下导弹接头吊耳的疲劳寿命计算

针对导弹接头吊耳在常规载荷和振动环境共同作用下产生的疲劳问题,提出了一种结构疲劳寿命预测方法。首先,基于两种载荷作用下金属材料的疲劳失效特征共性,建立了对应载荷下两种疲劳损伤的累加规则;其次,采用Miner理论和Dirlik模型分别计算两种载荷下结构的疲劳损伤值;最后,通过对两种疲劳损伤的综合计算,建立了结构疲劳寿命的预测方法。使用该方法对导弹接头吊耳在两种载荷共同作用下的疲劳寿命进行了分析计算。     

有限元分析在常规强度计算工作中的地位和作用

以往常规强诬计算方法的最大弊端在于构件的内力图是由认为施加在该构件上的外载荷确定的，而有限元素法克服了这个弊端，用构件上各计算站位（节点）的应力反推出了构件的内力图，从而大大提高了分析的精度和可靠性。本文在客观地评价有限元分析在常规强度各的地位和作用的基础上，为今后以有限元分析为基础而进行的常规强度计算工作指明了具体方法和途径的同时，又指出了二者的衔接关系。     

潜地导弹出筒运动仿真

导弹的出筒运动决定了导弹水中运动的初始参数,直接影响导弹的水中弹道。通过建立潜地导弹出筒运动模型,研究导弹在出筒运动中所受到的外力以及在外力作用下导弹出筒参数的变化,分析潜艇的摇摆运动对导弹出筒速度和姿态的影响。仿真计算结果表明:潜艇的摇摆运动对导弹的出筒速度影响很小,对导弹的出筒姿态角影响较大,特别是潜艇的纵摇运动对导弹出筒姿态角的影响比较显著,且潜艇摇摆运动的周期越大,导弹的出筒姿态越接近垂直。     

鸭翼的雷达散射截面影响研究

针对鸭翼对鸭式布局战斗机整机的雷达散射截面（RCS）影响进行了较详细的研究与分析。首先，分析了鸭翼的散射机理，然后运用多层快速多极子方法（MLFMM）进行特定模型的整机外形RCS计算，通过鸭式布局和常规布局的RCS对比，分析了鸭翼散射对整机RCS的影响，包括鸭翼偏转状态下对整机的影响。然后，通过试验方法研究了鸭翼边缘散射和对缝散射的影响以及相应的抑制措施。研究结果表明，对鸭翼散射进行抑制或消除之后，鸭式布局完全可以应用于高隐身飞机的布局设计，其隐身性能与常规布局相当。最后，总结得出鸭翼隐身设计的指导性原则。     

试验

台湾海军成功试射了两枚购自美国的潜射反舰导弹。测试中,鱼叉导弹由荷兰制造的海虎号常规潜艇发射。台湾海军自去年起开始接收这些导弹,装备其两艘常规潜艇。 潜射型鱼叉导弹射程278千米,可大幅提高搭载平台的作战距离,此前,台湾两艘潜艇只装备了鱼雷作为反舰武器。台湾目前已为其护卫舰和F-16战机配备了鱼叉导弹,自2008年其开始采购潜射型鱼叉。整个采购共耗资65亿美元,其中还包括爱国者防空导弹和阿帕奇武装直升机。     

脉冲燃烧风洞与常规高超声速风洞数据相关性研究

不同风洞因模拟来流参数不同,对高超声速飞行器气动力试验结果影响很大。总结了脉冲燃烧风洞和常规高超声速风洞不通气标模的试验和计算结果,分析了水凝结、雷诺数、壁温比对模型气动性能的影响规律。脉冲燃烧风洞获得的气动性能变化规律与常规高超声速风洞一致,脉冲燃烧风洞获得的阻力系数比常规高超声速风洞阻力系数大15%左右,其中雷诺数影响较小,在5%以内,壁温比影响较大,在10%以上。结合数值计算对造成差异的原因进行分析,认为壁面传热对边界层速度型的影响是主要因素。     

推力矢量飞机控制系统设计与仿真研究

针对某型推力矢量飞机提出了一套控制方案,较好地将理论与工程实践结合起来,解决了飞机在全包线范围内的飞行控制问题。该控制方案包括常规机动控制器、大迎角超机动控制器、控制分配器及轨迹跟踪控制器等几个主要环节的设计,完成的控制系统满足全包线飞行品质的要求,可实现对大机动轨迹的精确跟踪。最后,对此综合控制系统进行数字仿真并给出部分仿真结果,结果表明所提出的飞行控制系统设计方案是成功的。     

带升力风扇的垂直起降推进系统建模研究

为了填补国内对转升力风扇研究与垂直起降系统建模研究相结合的空缺,分别针对常规与对转升力风扇,建立了垂直起降推进系统的部件级实时数学模型,并进行了性能对比。针对减阻的要求,通过插值将升力风扇进气道的阻力系数选为0.0470;针对升力风扇非设计点特性准确性的要求,采用基元级理论对风扇进行半设计半计算;特别引入中介推力修正系数(κ)用于对转风扇的参数设计,该方法下两升力风扇推力相等,轴功率偏差为0.0265。进一步的动态仿真表明,由于风扇特性的影响,同样工况下非设计点处对转风扇的升力和轴功率更大;并且由于升力风扇与发动机的耦合性,针对不同升力风扇的差异性,发动机会通过调整转速而产生"趋同"的作用效果。