摘要：建立了固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的设计状态数学模型,提出了燃烧室燃气与空气配比的关系,分析了压气机增压比、涡轮进口燃气总温和涡轮落压比对燃烧室油气比的影响,以及固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的设计特点。基于涡轮压气机功率平衡条件、静压相等的掺混条件和尾喷管流量匹配条件,建立了固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的非设计状态数学模型。

摘要：首先对舰船辐射噪声信号的时域特性和频域特性进行了分析讨论,根据噪声的连续谱特性,提出了一种用FIR滤波器实现宽带噪声信号模拟的方法。由于舰船宽带信号的连续谱在高频段具有-6dB/oct的衰减特性,因此该FIR滤波器的幅频响应也要与此一致,且为线性相位,即该滤波器的频率响应要具有特定的形状。采用了自适应方法很方便地实现了该特定频率响应FIR滤波器的设计,再将高斯白噪声信号通过该滤波器即实现宽带噪声信号的模拟。仿真结果表明,该方法较真实地模拟出任意给定频域特征的宽带连续谱噪声信号。

摘要：针对发动机模型现有平衡方程迭代解法存在不收敛或计算效率差的不足,以涡轮风扇发动机为对象,结合遗传算法与牛顿-拉夫逊法的优点,设计了在模型不收敛点采用遗传算法与牛顿-拉夫逊法交替计算的平衡方程求解混合算法。理论分析与数值仿真结果表明,对于整个模型而言,该算法既保持了牛顿-拉夫逊法的高计算效率,又吸收了遗传算法全局收敛的优点,可实现模型大范围收敛。

摘要：收敛性是航空发动机非线性数学模型的重要指标。现有发动机平衡方程迭代解法还不能保证模型大范围收敛。以某涡扇发动机为对象,采用遗传算法求解发动机非线性数学模型,将模型中的发动机平衡方程求解转换为极小值优化问题,建立了遗传算法计算模型,重点分析了采用遗传算法求解的适应度函数设计方法。数值仿真结果表明,与牛顿-拉夫逊解法相比,采用遗传算法方法可实现模型大范围收敛。

摘要：在RBAC模型和现有应用系统中权限设计现状的基础上，提出了一种适用于大型信 息系统的统一化权限体系的规范设计，它包括业务对象的规范化设计、用户与角色混合授权 、对象个体权限控制以及动态的工作流授权的集成。

摘要：飞行控制系统设计一直是飞行器设计的重要模块之一,其性能直接影响飞行器的性能。极点配置是控制系统设计常用的方法,但它不能同时配置系统的特征向量。特征结构配置是近年来逐渐广泛应用的一种方法,它可以实现特征值特征向量的期望配置,但一般的全状态反馈特征结构配置由于量测量较多使系统过于复杂,而输出反馈特征结构配置又不能确保闭环系统的稳定性。为此,文中提出了一种新的算法——改进的特征结构配置法,它只将需要稳定的几个特征值配置到期望的位置,对未配置的特征值通过附加反馈使其稳定。其中,附加反馈增益的确定通过使二次型性能指标最优实现。仿真结果表明,在高性能飞控系统的设计中,文中方法优于一般的特征结构配置法。

摘要：以涵道螺旋桨取代开式螺旋桨,既满足了小型地效翼船起飞状态的推力需求,也在一定程度上弥补了开式螺旋桨叶尖打水的缺陷。本文建立了涵道螺旋桨桨叶的涡强度分布模型,以涵道螺旋桨的涡强度分布函数代替描述开式螺旋桨涡强度分布的Prandtl动量损失函数,将最小能量损失的设计方法推广到涵道螺旋桨的设计,从而建立了一套完整的涵道螺旋桨的工程设计方法。设计模型的风洞实验结果同理论计算基本吻合,证明了设计方法的可行性。

摘要：介绍了垂直攻击型武器末制导段的特点,分析了其制导控制系统的特殊要求。针对常规控制方案的不足,提出侧力板控制方案,推导出一种考虑速度变化的变系数比例导引律,并结合某型号飞行器进行了仿真。结果证明,侧力板控制与变系数导引律明显优于常规控制和常系数比例导引律,完全可以满足垂直攻击型武器在末制导段的要求,该项研究为型号设计提供了具有实际参考价值的结论。

摘要：为了解决飞机装配协调工艺手工编制所存在的工作量大,效率低等问题,本文提出了计算机辅助飞机装配协调工艺设计系统,分析了装配协调工艺设计的流程,采用基于规则的推理技术进行标准工艺装备的选择,并通过建立工装协调关系模型和绘图算法完成互换协调图表的自动绘制。

摘要：为了满足电磁仿真数值计算日益增高的速度和精度的需求,针对单机内存需求和计算负荷需求都比较大的矛盾,提出基于分布式并行机群环境的并行计算划分和并行存储划分的算法设计思想,并且给出了基于行列循环数据划分的并行计算算法描述。在此基础上进行了实验验证,用MPI+FORTRAN和MPI+C编程实现了对大矩阵求逆的分布式高斯消元,并进行了性能评估和实验验证,在国内外超级计算中心平台上的实验结果表明所完成的工作对于系统的电磁仿真计算具有应用价值,该算法和代码实现可应用于电磁仿真计算的矩量法MOM(Method of Mom)中。