O型橡胶密封圈截径测量方法的研究

O型橡胶密封圈截径的测量并没有成型的结论。本文介绍了两种常见测量方法,并通过测量数据和气密性试验的对比阐述两种方法的优缺点。     

大视场紧凑型仿生复眼成像系统研究

针对视觉导航系统对小型化、超分辨成像和近程立体视觉的需求,研究了一种基于微端面光纤面板的大视场紧凑型仿生复眼成像系统。利用视轴发散的微小型透镜组进行大视场成像,并以切削斜端面的光纤面板进行图像传输,将大面阵(5120×5120像素)CMOS相机与光纤面板后端面直接耦合实现图像输出,可实现9个视场部分重叠子孔径图像同步实时输出和采集。在实时化拼接处理中,利用CUDA并行加速方法进行图像拼接,单帧的拼接耗时小于30ms。视场部分重叠复眼成像模式还可配置偏振片或滤光片构成全偏振或多光谱成像,在天空偏振光导航、无人机紧急避障、弹载侦察、近程引信以及水下无人潜航器导航等领域具有广泛的应用前景。     

电动伺服机构永磁同步电机的自抗扰控制

针对运载火箭电动伺服机构谐振频率过低,而传统陷波滤波器算法会降低系统的快速性问题,提出了一种基于自抗扰控制（ADRC）的微分前馈控制算法。在开环等效增益相近的情况下,比较了系统在传统PID控制和一阶ADRC控制方式下的阶跃响应和抗扰性能;对输入正弦指令的情况,比较了系统在比例+扩张状态观测器（ESO）和有限时间比例（FTP）+ESO这两种控制方式下有无输入微分前馈（IDF）的跟踪性能。仿真和实验结果均表明,在常规ADRC中引入IDF,可有效提高电动伺服机构对时变输入的跟踪精度。     

高空台进气控制系统压力PI增益调度控制研究

针对高空台进气控制系统压力在整个工作范围内的精确控制问题,提出了一种基于高空台进气系统压力的PI增益调度控制设计方法,基于管道热流动力学理论提出了一种变比热的管道容腔建模方法,相对于定比热建模方法能够减少建模存在的不确定性问题。在考虑变比热的管道容腔、调节阀流量特性、液压伺服动态、传感器增益等对进气系统造成的建模不确定性的基础上,建立了完整、准确的高空台进气系统模型;在进气系统工作范围内采用24个稳态点小偏差范围内设计的最优PI控制器作为大范围过渡态工作的基底进行控制增益调度。数字仿真表明,采用这一方法一致性好,性能明显地优于传统PI控制方法;半物理仿真进一步验证了本文提出设计方法的有效性,稳态误差不大于0.1%。     

基于数值定容弹方法的推力室阻尼特性研究

为确定推力室的声学振型频率及其阻尼特性,给出推力室最容易激发声学振型和最难衰减声学振型,建立了基于数值定容弹和半带宽法的推力室声学振型及其阻尼特性的数值模拟方法。对小推力姿轨控发动机推力室进行近圆周壁面的定容弹激励仿真,激发出了多模态的声学振型,其中,一阶切向振型为最容易激发振型,而一阶纵向振型为最难衰减振型。进一步讨论了推力室构型参数对其阻尼特性的影响,结果表明：随推力室内径增大,纵向振型得到抑制,而切向振型变得不易衰减;随推力室收缩比增加,一阶切向振型半带宽先增大后保持不变;随推力室圆柱段长度增加,各振型半带宽没有明显的变化趋势。     

激光制导半实物仿真系统可信度评估

针对激光制导半实物仿真系统是否可信的问题,详细分析了激光制导半实物仿真系统的原理、构成及特点,通过制定其可信度评估的V&V流程,对概念模型、数学模型、仿真模型、物理效应仿真设备等4个方面进行具体的阐述,并在系统集成后对仿真结果进行定性分析与定量分析,其结果表明该半实物仿真系统具有较高的可信度.     

涡扇发动机燃油综合控制半实物仿真试验系统

建立了某涡扇发动机气动热力学模型和该型发动机综合电子调节器、主燃油泵调节器的实验室工作环境。发动机数学模型运行在计算机上,通过VXI总线技术,将其与控制器和执行机构实物连接,组建了某涡扇发动机燃油综合控制半实物仿真试验系统。对该半实物仿真试验系统进行试验,结果表明:该半实物仿真试验系统能有效地对该型发动机燃油进行静态和动态控制,为开展发动机的全权限数字电子控制(FADEC)系统研究和先进控制理论在发动机控制中的应用研究奠定了试验基础。     

飞机飞越城市对环境影响的评估方法

研究了如何用已知噪声数据，推算远距离的目标点接受到噪声数据的方法。根据航空器取证噪声数据和声衰减算法，计算了飞机飞越城市上空时，地面可接受到的等效噪声数据，并且编写程序计算，最终得到有效感觉噪声级，评估了飞机飞越城市对环境影响的大小。     

整体化结构成形软模对压力传递的影响数值分析

基于层合板理论,给出了纤维增强橡胶软模的等效刚度的预报方法.采用有限元分析方法分析了橡胶软模对复合材料整体化结构固化成型过程中对压力传递的影响.     

基于扩展的FMC实物试验用于飞行仿真和飞行试验

利用CITATION-Ⅱ飞机和先进的FMS完成了FMS合格审定试飞方法的飞行验证。结合半实物仿真试验研究了FMS导航／制导的符合性条款;提供了相应的FMS飞行环境模型、FMS制导数学仿真模型和软件;提供可用于民用飞机合格审定试飞的FMS试飞方案;通过FMS性能管理与垂直制导仿真试验研究,表明飞行管理计算机系统（FMCS）所计算出的性能数据都是针对三个飞行阶段,即爬升、巡航和下降。目的是在飞行计划所施加的限制条件内使垂直飞行剖面最佳化。基于FMS半实物仿真试验系统能够准确地复现和实施制导和导航计算,保证了FMS仿真试验的可靠性和置信度。