各型分枝裂纹的应力强度因子计算

 本文利用Schwartz-Christoffel映射函数及Muskhelishvili的复变函数方法分析各型分枝裂纹问题。计算结果表明,用本文方法确定各种分枝裂纹的应力强度因子是完全可行的。     

小钻头设计与制造的改进

在机械制造中，小钻头容易破损。文章根据小钻头破损的原因，对小钻头的设计、制造及其使用提出一些改进意见及措施。     

临界雷诺数下旋成体头部/后体和非对称涡流动响应间的确定性

 在尖拱形细长旋成体的大迎角（α=40°）流动中通过低速风洞测压实验研究了在临界雷诺数下模型头部扰动、后体粗糙度与非对称涡流动响应的确定性问题。实验雷诺数范围在1.0×10⁵～9.0×10⁵。实验结果分析表明，临界雷诺数下模型头部在不设置人工扰动情况下与非对称涡流动响应具有不确定性；而借鉴亚临界头部扰动与流动响应确定性问题的研究方法在模型头部设置人工扰动，结果显示响应存在确定性。关于后体粗糙度对响应的影响，实验结果表明临界雷诺数下该响应存在确定性。     

螺旋桨气流斜吹对飞行影响的分析

简要论述了螺旋桨气流斜吹的理论，重点分析了螺旋桨气流斜吹对飞行的影响。最后结论飞行实例，进一步分析了螺旋桨气流斜吹给飞行带来的偏差。结果表明，飞机在大迎角或大侧滑角下飞行时，螺旋桨气流斜吹使同产生了附加的拉力力矩和侧力力矩，对飞机俯仰和方向平衡有明显影响，给飞行员的操纵带来不利影响。所以，在分析螺旋桨副作用对飞行的影响时，必须考虑螺旋桨气流斜吹的作用。     

基于改进UKF的组合导航系统航向角估计方法研究

为满足运载体长航时、高精度的导航需求,解决系统可观测性弱导致的航向角易发散的问题,提出了一种基于MEMS非线性组合导航系统的用于提高航向角估计精度的算法。通过采用单天线GNSS航向角作为量测量进行航向约束,解决了MEMS-SINS/GNSS姿态估计中航向角可观测性弱、估计值收敛差的问题;通过转弯判断规则和常规无迹卡尔曼滤波改进算法,抑制了偏流角对系统估计精度的影响。仿真结果表明,该算法有效地抑制了航向角估计精度差的问题,水平姿态精度达到0.01°,航向角精度达到0.1°,提高了系统的导航精度及可靠性。     

用最优估计法从飞行试验数据估计飞机迎角及测量误差

本文采用最优估计方法——信息平方根滤波和平滑算法,利用飞行数据对J-7原型机安装的92/BJ311型风标式迎角传感器的迎角测量误差进行了估计,给出了飞行迎角的校准公式。状态估计系统方程采用六自由度非线性方程。飞行动作采用推拉机动方法.飞行试验结果与风洞值进行了比较分析,证明飞行试验获得的误差修正系数和零偏误差是合理的。     

基于变导叶调节的涡扇发动机加速过程优化控制

提出了一种利用变导叶调节,基于可行序列二次规划算法的涡扇发动机加速过程优化控制方法,研究发现,通过在发动机加速过程中对压缩部件导叶角度的适应性调节,可以优化压气机和风扇在过渡态的空气流量,使得燃油在满足各方面约束条件下以最大可能的速度增加,从而提升了发动机加速性能.最后,与常规两变量加速过程优化方法进行了对比研究:在相同目标函数和约束条件下,分别进行了两控制量(主燃油和尾喷管喉道面积)、增加风扇导叶调节或压气机变导叶的三控制量的加速优化控制仿真,结果表明,所提出的方法在优化过程中可以使得燃油最大可能速率高于常规方法,且发现压气机导叶角在优化过程的作用优于风扇导叶角,优化后的工作点加速路径紧贴喘振裕度限制边界,且各个约束严格在可行域范围内,3种方案的加速时间分别为5.5,4.9s和4.5s.     

基于新型音轮的涡桨发动机桨距-相角-转速一体化测量研究

为了有效解决多传感器安装的困难和音轮转子不平衡问题,研究了一种基于新型音轮的涡桨发动机桨距-相角-转速一体化测量方法,提出带有多个常规齿和一组对称标志斜齿的新型音轮结构,经过信号处理模块把传感器波形调理成方波,分析方波边沿时刻就能获取螺旋桨的桨距、相角和转速。通过COMSOL数值仿真研究了不同音轮结构对电压波形及测量精度的影响,设计了涡桨发动机桨距-相角-转速一体化测量试验台。试验结果表明,在非极端齿位差角范围内,桨距和相角的误差曲线呈现很好的线性特性,经过线性补偿修正后,桨距、相角和转速测量精度可以分别控制在±0.7%,±0.05%和±0.027%,可以满足涡桨发动机控制精度需求。     

空间飞行器大角度机动控制律设计

研究了空间飞行器大角度机动控制问题。为避免欧拉角描述姿态运动存在奇异性的问题，由姿态四元数建立姿态运动方程。针对飞行器姿态运动模型的非线性和不确定性，利用模糊逻辑系统对不确定性函数进行逼近，将获得的模糊函数作为系统不确定性界函数。对模糊逼近所带来的误差以及外部干扰项，采用变结构补偿控制方法，并在线自适应调整参数。理论分析和仿真研究表明此方法具有姿态控制精度高，实时计算量小，便于工程实现等优点。     

空空导弹大角度姿态推力矢量控制研究

为研究具有大离轴角及越肩发射能力的先进空空导弹敏捷转弯方法，研究了空空导弹的大角度姿态机动控制律。利用时间尺度分离的方法将导弹的姿态动力学和运动学系统分别看做快子系统和慢子系统。用李亚普诺夫方法设计了慢子系统控制律。利用动态逆方法设计了快子系统控制律。分析了控制系统的鲁棒性和稳态精度。仿真结果证明了所提控制方法能够大大减小空空导弹大角度姿态机动时各种力矩干扰的影响。最后给出了采用姿态控制实现的越肩发射的仿真结果。