油井参数对超声透射系数的影响

为了研究油井各参数对超声波透射系数的影响，根据超声波在媒质中的波函数和边界条件，求出了油井中超声波的透射系数。当井液和水泥层的声速和密度增大时，超声波的透射系数也随之增大，但变化幅度不大，特别是水泥层密度对超声波的透射系数影响很小；当岩层的声速增大时，超声波的透射系数会出现一个极大值；岩层密度对超声波的透射系数影响较大，且随岩层密度的增大超声波的透射系数随之降低。     

军用飞机发展的三大方向

向高超声速发展 (1)美国的进展 目前世界上飞得最快的飞机是美国曾使用的SR-71“黑鸟”间谍侦察机,它的发动机与普通民航机不同,可以吸进氧气,以作为一种补充动力,这与人进行有氧呼吸运动非常的相似,靠这种当空取氧为燃料     

厚断面球铁的声速

论述了影响厚断面球铁声速和声波衰减的各种因素。指出，必须在应力状态下同时考核声速和声波衰减，以作为判别厚断面球铁材质的一种手段。     

高频超声波在氧化皮中传播性能标定

对高频超声小在12Cr2MoWVTiB(G102钢）和12Cr1MoV钢钢管运行所产生氧化皮中的传播速度进行了定量标定，并对标定误差进行了统计计算，结果表明，12Cr1MoV钢氧化皮测厚标定点最大偶然误差值为0．050mm,G102钢为0．030mm，并指明了误差来源。     

CATIA Product Knowledge Template 应用实例研究

一、概述 CATIA的Product Knowledge Template功能为用户提供了一种快速建模工具,它可以将已经定义好的、不管是简单的还是复杂的模型特征、装配特征等通过交互式的方法按新的条件重新再现出来。Product Knowledge Template中不仅包含了几何信息,还可以将相关的参数、关系、设计准则、知识库等包含进去。     

用穿透法测量声速时初始点的选择问题

用穿透方法测量岩心或固体的声速时，从测量波形中确定纵波（或横波）的到达时刻（或称初始点）比较困难，当声波的频率比较低时，其误差对测量结果影响比较大。本文用相位分析的方法研究了初始点的选择问题。首先，用各向同性较强、均匀的汉白玉制作标准件，测量其不同传播距离的波形，再用相位补偿的方法得到其传播速度；其次，利用传播速度，可从不同距离的测量波形中确定初始点及其对应的测量系统的时间延迟常数；最后，确定波形的其他位置为初始点时对应的时间延迟常数，因此，我们可以根据实际测量波形的特点选择最佳的初始点，利用其对应的时间延迟常数得到比较精确的声速。模型测量结果表明，初始点位置不同，其对应的测量系统的时间延迟常数也不同，也即测量系统的时间延迟常数是与初始点的选择相对应的。     

模糊自适应的高超飞行器控制与干扰

针对具有超大飞行马赫数、超宽飞行包络、飞行环境复杂等特点的高超声速飞行器,提出了基于模糊自适应的高超飞行器高度控制方法,分别设计了高度和速度控制器.针对所设计的控制器,分析了气动干扰力矩、测量噪声、舵机干扰、气动参数不确定性和飞行器模型参数不确定性对飞行器高度控制和速度控制效果的影响,然后又分析了综合考虑以上干扰和不确定性对飞行器高度控制和速度控制效果的影响.仿真结果表明,对各种干扰和不确定性,所设计的控制器速度和高度控制有较好的跟踪性和鲁棒性,达到了满意的效果.     

深海声速剖面对吊放声纳探测距离的影响研究

关于深海环境下声纳目标探测优化问题,针对传统吊放声纳的下放深度比较粗略,一般是在声道轴处上下一定的范围,并考虑目标可能的深度。简单地确定声纳探测深度,会严重减小声纳的有效搜索距离和搜索范围。利用射线模型仿真研究了深海中不同的声速剖面对吊放声纳探测距离的影响。通过分析深海不同声速剖面中的声传播特性,并对声纳、水声环境以及目标的模型化计算,利用射线模型仿真了几种不同声速剖面情况下吊放声纳的主动作用距离,最后分析了吊放声纳入水深度对深海目标主动作用距离的影响。仿真结果表明,改进方法可找到最佳的探测深度,并能够发挥声纳对目标探测性能,得到对不同环境下目标的最好探测。     

高超声速飞行器动力学建模与分析

吸气式高超声速飞行器本身具有复杂动力学特性,由于存在强烈的结构弹性/推力/气动的耦合以及其力学环境的诸多不确定因素,使得飞行器本身的动态特性相当复杂.经典牛顿力学方法建模难以清楚反映飞行器结构弹性/推力/气动耦合.为更为精确的分析高超声速飞行器复杂的动力学特性,本文针对吸气式高超声速飞行器采用拉格朗日法进行了建模与动态特性分析,选择了具有代表性的特征点,建立了小扰动模型,在不同特征点上采用拉格朗日模型和牛顿力学模型对比分析高超声速飞行器的动力学特性.结果表明,拉格朗日方法所建立的动力学模型能够更清楚地符合高超声速飞行器结构弹性和气动特性耦合以及发动机尾流和气动特性之间的耦合特性.     

基于拟连续高阶滑模的高超声速飞行器再入姿态控制

考虑模型参数不确定和外界干扰对再入制导控制性能的影响,基于拟连续高阶滑模控制策略对高超声速飞行器的再入制导控制问题进行了研究.首先,给出再入制导指令的设计过程.其次,基于再入飞行特性对模型进行简化,获得面向控制的姿态模型,在此基础上,通过引入新的控制变量,设计解耦滑模面,实现姿态间的解耦.再次,为了削弱控制抖振,通过引入虚拟控制,对系统进行增广,基于齐次性理论设计拟连续三阶滑模再入姿态控制器,确保系统在有限时间实现对制导指令的稳定跟踪.最后,六自由度再入飞行器的制导控制一体化仿真结果表明,本研究给出的控制策略在不影响系统鲁棒性的同时,能够实现对标称轨迹和再入姿态的综合控制.