超机动飞行的非线性反推自适应控制

为解决对象参数未知时的超机动飞行控制问题,设计了一种非线性反推自适应控制器。针对超机动飞行的非线性模型,适当选取Lyapunov函数和中间虚拟控制信号,同时通过自适应控制律的设计来调节未知参数并得到了最终的控制信号。仿真结果表明,即使模型参数未知,所设计的控制律也能在过失速机动条件下控制飞机跟踪指令飞行,同时保证了闭环系统的稳定性。     

高温升火焰筒壁面及头部复合冷却设计分析

某燃烧室火焰筒壁面采用冲击＋逆向对流＋气膜冷却技术，火焰筒头部采用冲击＋对流冷却技术。本文通过计算并与试验结果对比分析表明：该火焰筒的冷却设计基本合理、可行，经进一步的改进和完善后。可作为高温升燃烧室火焰筒的优选设计方案之一。     

基于模式匹配的中文问答系统

网络信息的迅速增长,传统搜索引擎的不足,促使了人们对问答系统的研究。首先介绍了一些问答系统相关知识;然后重点介绍了我们设计开发的基于模式匹配技术的中文问答系统;最后使用该系统进行实验,并给出实验结果与分析。实验结果表明,基于模式匹配的中文问答系统是有效的。     

非线性主轴降维映射法在固体火箭发动机设计优化中的应用

为在二维或三维空间中表达固体火箭发动机高维设计空间,引入非线性主轴降维映射法对多维非线性设计优化问题进行降维处理。以某大型固体火箭发动机设计问题为例,将10变量4有效约束优化问题降维映射到二维空间进行研究,拟合的非线性主轴降维映射模型中,目标函数和约束函数的相对误差控制在1.5%以内。研究表明,非线性主轴降维映射法具有发现多变量非线性优化数学模型本征特性的特点,能对设计变量重要性排序;通过降维展示设计空间全景,为优化算法和优化初始点优选提供了直观、有力的工具;优化轨迹实时展示为优化算法性质研究及算法切换提供了依据;根据优化轨迹从优化结果在降维空间中的位置能够判断优化结果是否具有全局最优解特性。     

金属橡胶减振器在发动机安装时的减振设计研究

通过理论和试验研究,介绍了采用金属橡胶减振器减小飞机由发动机引起的结构振动问题。     

嵌入式计算机系统技术述评

嵌入式计算机系统技术,是目前微电子产品设计领域最为热门的技术之一。本文阐述了嵌入式计算机系统技术的特点,并从嵌入式系统的结构、处理器性能特点、外部接口、操作系统等几方面进行了较详细的探讨。     

传感器测量偏差下的航空发动机智能性能诊断

以某型涡扇发动机为研究对象, 构建了基于神经网络的航空发动机智能性能诊断方法, 讨论了测量噪声及测量偏差对诊断结果的影响及其处理方法.建立一簇并行的神经网络组和发动机模型, 通过比较各模型输出与发动机测量参数之间的误差, 判断传感器是否存在测量偏差.仿真结果表明, 该方法能有效消除测量噪声, 准确判断并隔离有测量偏差的传感器, 得出正确的发动机性能诊断结果.      

动能拦截器助推段导引方案研究

针对大气层外高速飞行的目标, 提出了一种可用于动能拦截器助推段的导引方法.建立了拦截器和目标的运动模型, 在分析可拦截约束条件的基础上推导出转移轨道计算方法, 同时通过对拦截器可发射区域中的转移轨道优化得到满足约束条件的有效发射区域, 并以点火时刻待增速度为性能指标来寻优计算获得发射参数.仿真结果表明, 该方法能有效实现拦截器助推段的制导控制.      

燃烧室壁冲击-逆向对流-气膜冷却特性的数值研究

采用FLUENT软件对冲击-逆向对流-气膜冷却结构进行了流固耦合计算, 得到了对流通道和气膜形成区流场、流体温度场以及固壁温度场分布, 分析了该冷却结构内部复杂的流动和换热情况.计算研究目的是摸索一种火焰筒壁温的计算方法, 以较好地获得火焰筒壁温分布.计算结果和试验结果进行了对比, 两者有较好的吻合性.分析表明采用流固耦合计算获取冲击-逆向对流-气膜冷却结构的壁温分布是可行的.      

短周期涡轮实验的发展趋势

对国外短周期涡轮实验技术的发展及其应用范围开拓的情况进行了综述和分析.比较了长短周期涡轮实验技术各自的优点和不足.近年来, 在发展高性能航空发动机的需求带动下, 短周期涡轮实验技术正在努力克服自身的薄弱环节, 力争达到长周期涡轮实验技术所能达到的性能测试精度.其发展目标是争取部分替代长周期涡轮实验, 由单纯机理性实验平台向部件性能研发平台扩展.同时, 作为重要的基础研究平台, 短周期涡轮实验台在机理研究领域也有所拓宽, 开始被应用于新设计理念的验证、CFD设计分析软件的校验等新的领域.