摘要：针对火箭发动机在深水环境下工作的燃气射流特性,采用VOF(Volume of Fluids)方法建立了二维轴对称两相数值计算模型,对深水长尾喷管火箭发动机点火初期的过程进行了数值模拟。模拟了长尾喷管喷管燃气射流的气泡的形成、发展及断裂过程,获得了气液两相流场中压强、马赫数、温度等参数的变化规律。计算结果表明,长尾喷管出口出现周期性的压力脉动,气液相互作用过程中形成含涡结构的边界层。水深越大时,环境压力越大,长尾喷管出口的压力、速度波动越大,射流稳定后长尾喷管轴线上的压力、速度保持不变。研究结果可为深水火箭发动机的设计提供参考。

摘要：DSP上电后,首先通过DSP内部引导程序将程序代码从外部的低速程序存储器加载到片内高速RAM里,然后在内部RAM高速运行。一般情况下,DSP一次性将程序代码从外部存储器搬移到内部RAM运行,但若程序代码较长,加载时间也会随之增加,在带有外部复位电路的设计中,甚至会引起复位芯片复位,导致无法正常加载程序。本文介绍了一种基于TMS320VC5509A的二次加载程序的方法,可有效解决该问题。

摘要：与一般水下滑翔机相比,4 000 m水下滑翔机使用深度更深,体型相对更大。为了克服海水密度变化的影响,其浮力调节系统的体积调节量也更大。准确的动力学模型以及精确的水动力系数是实现其控制系统设计以及精确导航的基础。文中将在结构参数已定,动力学模型已知的前提下获得精确的水动力系数,对水下滑翔机性能进行预测,并为控制系统提供控制变量和优化方向作为研究的重点。以“海鲟4 000”水下滑翔机为研究对象,采用理论计算、计算流体动力学(CFD)仿真与试验数据分析相结合的方法,分析了水平翼参数对其滑翔性能的影响;获得了其在纵平面内做定常运动的水动力系数,并对其性能进行预测;通过试验数据分析,获得典型滑翔状态下不同净浮力对应的滑翔速度,并与理论计算进行对比分析,验证理论计算的正确性。研究结果表明:试验实际俯仰角控制与理论计算误差在5%以内;试验实际净浮力下的滑翔速度与理论计算误差在15%以内,满足控制系统相应控制量20%的误差需求。文中研究可为水下滑翔机控制系统的进一步优化和完善提供参考。

摘要：为满足某炮架需要双向平衡的需求,采用实心扭杆与空心扭杆串联的方式,设计了某炮架的扭杆平衡机结构,并对其中的关键结构——扭杆进行了强度、刚度校核。由于当前一般的平衡机设计仅为单向平衡,因此针对双向平衡可能带来的风险,通过预扭试验证明了扭杆式双向平衡机的可行性。双向平衡机工作在交变应力状态下,为了预测其疲劳寿命,运用有限元方法进行了疲劳寿命分析,为其使用和维护提供了有力支持。

摘要：针对具有模型不确定性和输入饱和的欠驱动自主水下航行器(AUV),提出一种基于改进反步法的简单实用三维空间曲线路径跟踪鲁棒控制器。在Serret-Frenet坐标系下建立了空间曲线路径跟踪误差模型,结合视线角制导和虚拟向导法,设计了基于李雅普诺夫理论和改进反步法的运动学和动力学控制器。不同于传统的积分器反步法,该方法在控制器设计中采用跟踪误差的积分来增加控制器的鲁棒性,不会增加系统的状态变量和计算量;针对设计的运动学控制器存在非因果现象的问题,借助动力学模型求解出运动学控制器表达式;针对传统反步法存在的"微分爆炸"现象及动力学控制器过于复杂的问题,采用非线性跟踪微分器对控制器进行简化。仿真结果表明:采用所设计的基于改进反步法的控制器能够实现欠驱动AUV在模型参数不确定性和输入饱和作用下的三维空间曲线路径跟踪控制,控制精度和鲁棒性明显优于常规反步法。

摘要：用集成功率放大器驱动大功率三极管构成推挽功率放大器,两路推挽功率放大单元可以组合构成全桥式功率放大器,这种放大器大量使用大功率三极管等分立元件,能够提高电路总的额定功率,并且使元件布局分散有利于实现散热设计,工程样机研制证明该方法适用。水库测试结果表明:驱动某大型双谐振压电陶瓷换能器,功放样机输出连续信号时,在5 k Hz左右输出电功率达到1600 W以上。单频信号工作时观察信号波形,信号畸变与失真较小。根据试验与测试结果分析了末级三极管上的功率耗散情况,验证了工程样机在散热设计方面的有效性。

摘要：火箭炮闭锁力是阻止火箭弹脱落和影响火箭弹发射的重要参数。考虑到目前对于闭锁力特性研究较少,有必要对闭锁机构进行研究。基于理论力学推导出闭锁力的计算公式和临界位置的平衡方程,求解出闭锁力在不同闭锁体倾斜角和摩擦系数时变化曲线,并采用软件仿真和试验实测进行分析。通过理论计算、仿真计算和试验测试互相验证,给出了一套完善的闭锁机构设计方法,为火箭炮闭锁机构设计提供参考。

摘要：为了研究在低温寒冷工作条件下单兵火箭发射过程中声、光、焰、烟等缺陷的抑制方法,设计了将防冻液柱放置在发射筒尾管中作为平衡体的实验方案。实验中采用高速摄影系统观察了超声速燃气射流驱动防冻液柱在大气环境中的扩散过程,并利用压电式传感器测得了发射筒周围的冲击波超压值,对比了燃气驱动防冻液柱和液体水柱两种状态下射流流场的测试结果。实验结果表明,由于液体柱的阻碍作用,射流流场发展初期的径向发展速度相比于轴向发展速度更快。随着射流流场的逐渐发展,出现了Kelvin-Helmholtz不稳定效应。以防冻液柱为平衡体时,弹丸所获初速更高,由于防冻液气化潜热较高,相比于液体水气化时吸收了更多的燃气能量,降低了射流特征参数。通过与以液体水柱为平衡体的射流流场对比,发现以防冻液柱为平衡体时整个测点区域的噪声声压级峰值均有所降低,声压级降低了1.5~3.5d B,验证了此方案的可行性。

摘要：完成了基于Kane方法的直升机-柔性绳索-吊挂系统的动力学建模.通过运动学描述,将系统分为直升机本体、吊挂绳索和吊挂载荷三部分.直升机本体为六自由度刚体;吊挂绳索模拟为集中质点模型,质点间用弹簧连接;吊挂载荷模拟为三自由度质点.考虑重力、气动力和弹性力的影响,建立直升机-吊挂系统的Kane动力学方程.针对直升机本体和考虑吊挂绳索柔性的直升机-柔性绳索-吊挂系统这两种模型,计算了它们在不同前飞速度下的配平状态,分析了其运动模态并进行对比.仿真结果表明:外吊挂引入后,直升机需要额外的总距操纵;考虑吊挂绳索柔性后,直升机长周期运动的收敛/发散速度变慢;Kane方法适用于直升机-柔性绳索-吊挂系统的动力学建模,方程整齐简洁,编程求解方便.

摘要：基于某舰载伺服系统的仿真模型对系统位置控制器设计了模糊自整定PID+输入前馈控制等四种控制算法,在MATLAB/SIMULINK环境下进行了仿真比较分析。仿真结果表明,模糊自整定PID+输入前馈控制可获得更优的控制效果。