拖曳系统中运载器静态控制律研究

文中在运载器“准平衡”的假设下，研究了拖曳系统在铅垂面和水平面内稳定平衡飞行时运载器保持平衡飞行的控制律。仿真计算表明，所采用的控制律可以满足运载器飞行轨迹跟随拖曳飞机飞行轨迹时的飞行平衡特性。     

高超声速飞行器参数化几何建模研究

针对高超声速飞行器设计由于采用吸气式冲压发动机带来的机体/推进系统一体化而带来的优化设计问题,同时也为了进行总体优化布局,必须建立参数化几何模型.通过采用部件分解法,拟合曲线,坐标变换和旋转,拉伸截面,从而建立了高超声速飞行器类乘波体的完整的参数化几何模型.同时采用工程算法和CFD软件对其进行气动特性计算,工程算法的思路是先采用面元法对其进行无粘气动力计算,再通过经验公式来计算粘性阻力系数.两者结果显示类乘波体气动特性良好.     

防空系统建模仿真环境设计

该文通过对攻防对抗系统的特点和计算机建模仿真环境的研究，给出了描述攻防对抗系统仿真模型的通用模型定义，设计开发了一种能处理属性连续变化实体的攻防对抗离散事件建模与仿真环境。该软件采用面向对象的方法设计，提供给用户的是模块化、图形化的窗口环境，用户通过点击拖放工具箱中的单元就能构建出攻防对抗系统的模型，并能对其进行仿真实验。     

亚轨道飞行器进场着陆段控制方法研究

研究轨道系统在常用的飞行控制方法的基础上,进一步分析了亚轨道飞行器着陆段飞行的特点,为实现精确着陆,将进场着陆段分为纵向和侧向两个相互独立的运动来分别予以分析,并以内外回路的设计方法给出相应的控制规律,以X-34为模型,制定相应的控制策略,保证着陆时飞行器精确跟踪轨迹线。仿真结果证实方法可以对亚轨道飞行器进场着陆段进行有效的跟踪控制。大量仿真试验表明控制规律对于进场着陆是切实可行的。     

基于遗传算法和Matlab＿GUI的汽轮机阀门液压缸结构优化设计

传统的液压缸设计方式主要依赖以往的经验值,难以实现有效优化。鉴于此,通过对液压缸进行力学分析,建立了应力强度模型以及参数限制条件,选择遗传算法作为结构优化的手段,最后开发出了一款基于Matlab平台的GUI运行界面,经过实际仿真,可以方便快捷地得到优化后的液压缸尺寸参数,从而最大限度地节省材料,为企业降本增效提供了技术保障。     

煤矿压风机变频节能改造

为了抓好节能减排,努力建设节约型、环保型企业,对某矿新副井压风机房6台无人值守压风系统采用变频调速技术进行节能改造。改造后的压风机节约电能20%,大大降低运行费用,减少维护工作量。     

基于RTNET的分布仿真设计

计算机技术的飞速进步促进了仿真技术的蓬勃发展,分布仿真技术在大型武器系统仿真中得到了广泛应用。但是对于复杂系统来说,网络的传输效率仍是制约仿真系统实时性的关键因素,基于RTNET的分布式仿真系统较好地解决了这一问题。本文介绍了RTNET实时网络的实现机理、关键技术、设计思想及仿真调度管理机制。     

挠性捆绑液体火箭动力学与仿真

将凯恩方法（适用于质点和刚体）扩展到挠性体的动力学研究，利用拟速度和拟速率的概念推导拉格郎日方程（称为拟速率拉格朗日方程）；应用拟速率拉格朗日方程，详细并建立了大型捆绑运载火箭六自由度动力学模型。该模型不仅考虑了运载火箭（变质量、变结构）横向振动和轴向扭转的影响，还进一步考虑了贮箱内液体晃动的影响。作为上述理论和方法的应用实例，给出了火箭运动仿真的结果。     

反向射流作用下可回收火箭升阻特性

可回收火箭动力减速过程中反向射流将大幅改变箭体气动特性,为获得反向射流对箭体气动特性的影响,利用数值模拟方法获得箭体升阻力系数,分析升阻特性变化规律并提出升阻特性表征参数。首先,对反向射流钝体构型进行数值模拟,将得到的结果与已公开的实验数据进行对比,验证了数值模拟方法的有效性。其次,采用RANS方法模拟了单喷管构型火箭多种典型飞行状态,得到箭体升阻力系数随迎角变化曲线以及升阻特性变化规律,通过对回流区内流动状态进行分析得到升阻特性改变的机理。最后,由反向射流对箭体气动特性影响程度提出表征参数。结果表明：反向射流会对箭体形成遮挡作用并影响箭体升阻力特性。有射流时升阻力特性受飞行高度影响较大,受飞行马赫数影响较小,与无射流时的规律恰好相反。大部分飞行工况下阻力系数小于0.1,部分高空飞行工况将出现负阻力。本研究提出以反向射流与箭体宽度比作为气动特性表征参数,可以较好地反映反向射流对箭体的遮挡作用并表征箭体在反向射流作用下的气动特性变化规律。     

类乘波体飞行器气动加热的T程计算方法

针对类乘波体总体优化设计的需要,采用参考温度法和经验公式,计算了类乘波体飞行器在助推段和巡航段的气动加热.利用气动加热、蒙皮表面热辐射以及蒙皮内部热传导建立了热流量方程,求出了机身驻点和机翼前缘在助推段的温度-时间历程,以及巡航段内机身机翼迎风面中心线上的温度分布.结果表明,助推段驻点温度上升很快,在巡航一段时间后温度逐渐达到平衡;沿机身方向边界发生转捩,转捩区内温度增加,高马赫数可推迟转捩点,大攻角则提前转捩点.该方法可应用于高超声速类乘波体飞行器的概念研究和多目标优化设计.