摘要：通过月球天文计算,建立了以太阳辐射、月球辐射和太阳反照参与的月球表面辐射系统模型,并考虑了月球表面从周围通过导热传入的热量,从而可以模拟任意时刻不同经纬度坐标的月球表面温度。模拟结果表明,随着纬度升高,月球表面太阳辐射强度降低,月球表面的温度也随之降低。月面温度变化周期一般为约29天;受月球的黄赤夹角影响,在纬度为90°时,温度变化周期约为178天。建立的月球表面温度模型,与较缺稀的月球实测资料进行了比较,表明本模型可较准确的模拟任意时刻不同经纬度坐标的月球表面温度,为探月设备的热设计与热控制提供研究基础。

摘要：分别以纬度幅角和平近点角、平纬度幅角及偏近点角为变量,推导了几种简单的编队飞行星座相对运动的运动学模型,这些模型和动力学模型(Hill方程)相一致,但更便于应用。并在此基础上,给出了当编队构型为空间圆形和星下点圆形时进行编队构型设计的一种运动学方法,该方法直接给出了星座中各星的轨道根数的计算方法,实例证明该方法简单实用。

摘要：针对不确定关联大系统,提出了一种变结构渐近稳定控制律.利用左特征向量设计了关联大系统的切换面,在理想切换面附近利用一个辅助函数,建立一个柔化带来柔化控制律.利用Lyapunov稳定性理论和对角占优性质,严格证明了所设计的不确定关联大系统的变结构控制系统的全局渐近稳定性.这种变结构控制律不仅提高了系统进入滑动模态的快速性,而且消除切换面附近的抖振.仿真算例验证了该方法的有效性.

摘要：以Buck变换器为例将状态空间设计方法应用于DC/DC变换器的控制,设计了基于极点配置和二次型最优的DC/DC变换器反馈控制器。MATLAB软件的应用使得整个设计过程简捷、实用。利用Simulink和Power system工具箱对所设计的系统进行了仿真。研究结果表明,Buck变换器通过极点配置和二次型最优反馈控制策略,比使用传统的PI控制具有更好的动态响应调节和稳态误差调节特性,超调量、调节时间等都得到明显改善。

摘要：在不同的进口导叶预旋角度下对一单级离心压缩机级进口导叶后面的流场进行了测量,分析了进口导叶预旋角度对流动及性能的影响。结果表明:在适当的流量工况下,选择不同方式的进口导叶预旋,可以使得压缩机级的运行得到优化。-20°预旋角是在设计扩压器进口安装角下使压缩机运行最理想的工况。由于叶轮旋转的影响,以及非对称形状的蜗壳在叶轮进口形成的不均匀的流场,使得在进口导叶零预旋时,叶轮进口的流动具有预旋,其同轴向的夹角约为10°。当体积流量减小时,由叶轮旋转和蜗壳形状引起的预旋角度也相应的减小。

摘要：针对任意三角网格,提出一种简单有效且局部性更好的带参数的ternary插值曲面细分法,给出并证明了细分法收敛与G1连续的充分条件.在任意给定三角控制网格的条件下,可通过对形状参数的适当选择来实现对插值细分曲面形状的调整.

摘要：利用有限元分析方法,计算直升机尾梁连接平尾开孔区域的应力分布,并以此为依据设计并优化复合材料结构替代原金属结构。对比两种不同材料的有限元分析结果,发现复合材料层压板可以替代金属,作为直升机尾梁及开口区结构材料,并且可以有效减轻结构重量。利用一种新的模块化铺层替代方法对复合材料铺层厚度进行优化设计,得到合理的铺层优化方案。

摘要：飞机在威胁单次打击下的易损性通常是以杀伤概率或易损面积形式给出的,这种评估方法往往是在宏观上对飞机及其部件易损性进行评估,然而具体的某一飞机位置的易损性很难直观给出.提出了一种飞机单击中易损性评估的杀伤概率图谱分析法.该方法以飞机及部件的有限元模型作为输入数据,考虑了部件的引燃、引爆、穿透及其组合杀伤模式,通过计算每一条射击线打击下飞机各个位置的杀伤概率值,最后可以提供飞机的杀伤概率云图.应用中表明:杀伤概率图谱分析法可以直观的显示飞机杀伤概率的区域分布,可以作为易损面积评估的有益补充,对于生存力增强/易损性减缩设计具有指导意义.

摘要：发展了一种基于分析法的高超声速乘波构型飞行器前体设计方法。运用该方法,设计了Ma=6.0具有三道封闭激波适用于匹配矩形高超进气道的乘波前体构型。对前体构型设计、非设计状态进行了全三维流场计算。计算结果显示:在设计状态下,前体构型具有优良的封闭激波性能,验证了设计方法的有效性;该前体在Ma=5.0~7.0、攻角-2°^+8°的范围内均具有良好的封闭激波性能。所设计的乘波前体在考虑进气道捕获能力的前提下,在-5°攻角下进气道总压恢复达到最大值。并且在-5°^+10°攻角范围内均有较高的总压恢复。

摘要：提出一种安全监测系统传感器逻辑结构的动态优化方法,通过一个动态贝叶斯网络描述被监测系统(设备)与安全监测系统的关系,使由于安全监测系统"漏报"和"虚警"两类故障引起的总预期损失降到最小,从而确定传感器系统最优的动态逻辑结构。用一个三传感器安全监测系统逻辑结构动态优化的算例说明所提方法的特性和优点。