摘要：设计了一种开关先导型超高压气动减压阀．该阀设计输入压力为35MPa，输出压力为4～25MPa．采用电反馈闭环控制，主阀采用活塞式结构，先导阀由两个电磁开关阀构成．建立了系统的非线性数学模型，分析结构参数和控制参数对系统动态特性的影响，利用Matlab进行了仿真，并在测试平台上对该减压阀的特性进行了实验，得到了减压阀的特性曲线．仿真和实验结果表明，该阀在设计压力范围内具有良好的压力特性；调压腔的体积和进排气气阻是影响阀动态特性的重要因素；增大调压腔的体积或增大进排气气阻可减小输出压力振动幅度、提高输出压力精度，但系统的反应时间变长．

摘要：针对6-PSS型并联机构,通过研究其正向运动学,利用各支链铰点在动坐标系、静坐标系和滑块铰点坐标系3种坐标系下的位置关系,推导出6-PSS型并联机构的运动学模型,得到一种简明的运动学正向求解方法。在此基础上,提出了基于多元牛顿法和最速下降法的组合数值方法,并运用数值分析理论和计算机机器算数思想,最大限度提高收敛速度和减少单步迭代计算量。最后,编制了机构运动学的正向求解程序,进行了数值仿真,结果表明:改进的组合数值方法不仅可以更加快速地收敛到真实解,还能降低对初始估计值的依赖,扩大收敛范围,可以有效应用于该型并联机器人系统。

摘要：为了给高马赫数飞行器多体分离安全评估提供有效的风洞试验预测手段,提出了Φ1m高超声速风洞多体分离试验系统研制的关键技术及解决办法。通过"风洞前室总温总压信号及模型天平测力信号等的数据采集、气动及动力学解算、机构运动控制"三位一体的设计方式,建立了Φ1m高超声速风洞多体分离轨迹捕获试验技术平台。结合高马赫数飞行器开展了马赫数5条件下的网格测力试验和典型状态的捕获轨迹系统(Captive trajectory system,CTS)试验验证。验证结果表明,研制的Φ1m高超声速风洞多体分离试验系统较好地获得了飞行器分离轨迹及气动特性,可以满足高马赫数多体分离试验的网格测力、捕获轨迹等功能需求,且在一次吹风捕获35个轨迹点的情况下,连续轨迹控制模式相较位置控制模式节约了42.5%的风洞运行时间,提高了试验效率。

摘要：为了更准确地模拟质量与体积相当的高超声速飞行器多体分离过程,在国内首次研发了高超声速风洞双体同步捕获轨迹试验技术。通过将风洞前室总温总压信号及模型天平测力信号等的数据采集、实时气动及动力学解算、上/下机构联动组合控制、上/下机构运动分配四项关键功能融为一体的设计方式,建立了Φ1 m高超声速风洞双体同步分离试验平台。结合两级入轨空天飞行器标模的多体分离特性研究,开展了马赫数6条件下典型状态的双体CTS(captive trajectory system)试验验证。验证结果表明建立的高超声速风洞双体同步捕获轨迹试验技术较好地获得了飞行器两级分离轨迹及气动特性,纵向气动力试验精度优于4.8%、力矩优于6.2%,纵向捕获轨迹预测精度优于8.7%,可以满足高超声速飞行器两级分离过程中均有较大位姿变化的多体分离模拟。

摘要：针对企业对液压马达测试系统的需要,设计并研制出基于功率回收原理的液压马达智能测试系统和装置,并投入使用多年。本文介绍了测试系统的液压回路原理、控制原理和软硬件组成,重点阐述了功率回收、低速加载以及智能控制等关键问题。对系统进行了出厂试验,在对实测结果与马达的实际性能对比后得出该系统可用的结论。

摘要：针对为非机类专业开设的机械设计基础课程，提出了课程的培养要求，结合教学内容进行了．课程教育教学环节设计，研究了．能力达成的形成性评价方法，为教育教学环节与能力培养的基本规律研究打下基础。