基于总能量理论的着舰飞行/推力控制系统

为提高舰载飞机在低动压着舰条件下飞行操纵性能和实现飞行航迹/速度之间的解耦,首先设计了阻尼器,使飞机的短周期阻尼达到了一级飞行品质的要求;然后,基于总能量控制理论设计了着舰飞行/推力综合控制系统。该控制系统使航迹角的响应带宽为1.21 rad/s。仿真结果表明,该系统能够在保持速度恒定的条件下实现航迹角的快速响应,而且对气动参数摄动具有较强的鲁棒性。     

垂直起降飞机设计中升力风扇估算模型分析

参考涵道风扇动量理论模型,建立了针对垂直起降飞机总体设计中关于升力风扇的估算模型,并通过具体算例对其进行验证。对该估算模型进行理论分析,确定了升力风扇概念垂直起降飞机总体设计中关于升力风扇系统需要注意的问题。     

基于逐层理论的复合材料层合结构分层损伤扩展研究

首先,将虚拟裂纹闭合技术（VCCT）和离散损伤模型（DDZM）引入逐层理论（LWT）,建立了含分层损伤复合材料层合结构的三维分析模型,对分层损伤的渐进萌生和扩展行为进行了研究。然后,编写了相应的C++程序,通过与经典文献进行对比,验证本文方法的正确性。最后,基于本文模型模拟了二维和三维复合材料双悬臂梁（DCB）纯I型分层损伤的渐进扩展行为,研究了网格尺寸对数值收敛性的影响,以及界面强度对载荷位移曲线的影响规律。本文方法将三种理论优势融合起来,使逐层理论可用于解决复合材料分层损伤扩展的问题,并且很大程度上提高了计算效率。     

近20年国内马克思世界交往理论研究述评

马克思世界交往理论作为马克思主义理论体系的重要组成部分,在当今社会发展中具有十分重要的地位。正是基于这一点,国内学者主要从世界交往的概念界定、世界交往理论的发展脉络、世界交往理论的内容与特征、世界交往理论的当代启示等方面开展马克思世界交往理论研究,尽管取得了较为丰硕的成果,但仍然存在不少需要拓展深化的研究空间。因此,对学界的相关研究进行系统梳理,对于进一步廓清研究方向、聚焦研究重点、创新研究成果具有重要意义。     

基于相似理论的燃气轮机建模技术研究

针对部件特性数据缺乏的情况下如何对燃气轮机建模的问题,提出了基于相似理论的建模方法。运用参考机组与目标机组的转速相似参数和流量相似参数,对参考机组的特性数据进行变换从而获得目标机组特性数据;考虑到参考机组和目标机组的非绝对相似性,对目标机组的特性数据提出了一系列修正措施。该方法已应用于某型燃气轮机建模,仿真结果表明:该模型具有良好的实时性,收敛性与动态响应特性,可以满足控制系统半物理仿真的需要。      

发现号航天飞机的主要技术改进措施

自哥伦比亚号航天飞机失事以来，美宇航局（NASA）花费巨资对发现号航天飞机进行了安全改进，其中主要有：（a）改进外挂燃料箱的设计，用镍铬铁耐热合金蒙皮替代连接航天飞机与燃料箱的双脚架上的铝端帽，通过电加热使其外面不会结冰；另外在外挂燃料箱的液氧输送伸缩管上加装了加热设施，并安装了一除冰器。（b）用成像设备全程监控航天飞机发射，     

赏析“零缺陷”理论

概述了“零缺陷”质量管理理论的发展过程,分析了该理论的哲学精髓、基本定理、改进质量的要素以及人们对其理论的模糊认识等,并对该理论的作用和应用前景作了展望。     

对称性惩罚贴近度在等级划分中的应用

本文在分析了等级划分中的最大值法、贴近度分析方法的基础上,提出了一种改进型的等级划分方法;对称性惩罚贴近度方法。该方法运用对称性惩罚因子使等级划分中的信息得到比较充分的利用,最终的决策结果也更趋于合理。     

翼面吹气对过失速非定常翼面涡的影响

在１ｍ低速风洞中，研究了边条翼在近人速非定常流动控制后的空间流态。实验采用翼面吹气控制翼面非定常流动，通过烟流显示涡轨迹和涡破碎位置，用相锁照相技术记录空间流态，结论表明，在机翼上仰过程中，翼面吹气能延迟前缘涡的破碎，在机翼下俯过程中，吹气有利于前缘涡的生成和发展。     

一维非均匀变截面结构瞬态响应的传递函数渐近解法

分析了具有单结构参数变化的一维非均匀变截面结构。引入状态变量将运动微分方程及边界条件写成状态空间形式。定义小参数，通过Laplace变换并利用摄动方法，得到常系数微分方程，从而得到问题的摄动解。通过反Laplace变换得到时域的响应。给出了数值算例，验证了方法的可行性。