摘要：针对控制力矩陀螺引起的微振动问题,研究了基于磁流变阻尼器的控制方法。在磁流变阻尼器结构设计的基础上,建立了磁流变阻尼器的动力学模型,提出磁流变阻尼器的半主动控制算法。根据磁流变阻尼器对磁场的要求设计了磁路结构,在Maxwell中完成磁力线和磁感应强度的有限元分析,对系统的振动抑制效果进行了模型仿真。根据所提出的半主动控制算法及基于控制力矩陀螺平台的系统运动方程,在扰动源的激励下通过simulink进行仿真,并搭建了磁流变阻尼器振动实验平台测试其振动抑制效果。仿真及实验测试结果表明,所设计的磁流变阻尼器有效地实现了对控制力矩陀螺微振动的抑制目的。

摘要：为了提高卫星装配的质量和效率,在分析了卫星总装工艺特点的基础上,提出了一种基于三维模型的卫星装配工艺设计、仿真与应用方法。介绍了该系统业务框架的基本工作流程及系统的体系结构,并对三维数字化装配工艺生成、柔性电缆建模与装配仿真、面向安全防护的总装过程仿真与应用、面向总装现场的三维装配工艺可视化展示技术等关键技术进行了论述。基于三维模型的卫星装配工艺设计、仿真与应用系统已经在卫星的装配工艺设计中得到试运行,取得了良好的效果。

摘要：可听化和可视化是构建虚拟视听环境的两个重要方面。本文结合几何声学原理、计算机技术和信号处理理论,研制了一种三维空间视听一体化仿真系统CAVS。文中给出了这一系统的主要算法和系统的设计方法。从程序运行情况和虚拟结果来看:该系统既具有良好的可视化功能,又能产生准确度较好的虚拟声学效果。

摘要：数值模拟和可听化是构建虚拟声环境的两个重要方面。结合几何声学原理、计算机技术和信号处理理论,在声场数值模拟的基础上研究了数字式可听化仿真的原理和实现方法,并通过实例对所设计的可听化系统进行了初步验证。

摘要：采用先驱体浸渍裂解法制备陶瓷基复合材料过程中会形成基体裂纹和孔隙,基体开裂和裂纹演化机制是工艺设计和性能优化的依据。本研究采用真空旋转浸渍–裂解法制备了无界面相的纤维束C/SiCN复合材料,分析了该材料的拉伸性能和基体裂纹增殖现象,讨论了浸渍裂解次数和热处理温度对基体裂纹的影响规律。研究结果表明:当热处理温度为1000~1400℃时,该复合材料的化学组成变化较小;热处理温度达到1600℃时,先驱体转化的SiCN基体分解,C含量降低,SiC含量升高。随浸渍裂解次数由1次增加到4次,该复合材料的平均拉伸强度分别提升14.19%、38.83%和63.47%,同时基体裂纹间距和裂纹开口距离均逐渐减小,基体纤维结合增强,断口纤维拔出减少。热处理温度从1000℃升高到1400℃,C/SiCN拉伸强度缓慢增大;热处理温度为1600℃时,SiCN基体由无定形的SiCxN4–x四面体向SiC晶体转变,基体与纤维脱粘,二者结合强度降低,同时基体体积收缩使C纤维损伤,导致该复合材料拉伸强度陡然下降30.0%。

摘要：ODEON是基于几何声学理论发展起来的一个建筑音质设计软件,已得到了许多同行的认可,但也存在一些不足,特别反映在其低频计算准确性较差方面。文中简要总结了该软件的功能特点,然后通过对比实际建筑的计算和测量结果,着重分析了该软件的低频计算性能,可为其在低频条件下的应用提供依据。

摘要：航天器部件真空检漏试验管理系统是航天器件特殊环境试验管理系统的一个重要组成部分。文章根据航天器部件真空检漏试验管理的需求,结合软件设计开发流程规范,对试验技术流程进行了分析,设计出系统总体框架和功能模块:系统总体框架分为数据资源层、业务逻辑层和客户层;功能模块分为试验任务管理模块、个人任务管理模块、试验数据管理模块、试验归档管理模块、试验资源管理模块、基础配置管理模块和系统管理模块。该试验管理系统将使航天器部件真空检漏试验管理工作更加高效、合理。

摘要：对油烟机辐射噪声进行了测量,频谱分析表明200Hz附近能量集中,该线谱来源于电机以及整机装配不良。听觉试验证明该线谱是"嗡嗡声"的主要根源,可以作为油烟机故障的判别特征之一。用生产线实际测量数据进行故障诊断,结果与听音员判断结果一致性在95%以上。

摘要：铆接加筋壁板结构是一种在飞行器结构中广泛应用的典型轴压承力结构形式,它具有成本低、工艺性好和承载效率高等特点。随着飞行器结构设计从传统的静态设计转变为静-动态耦合设计,建立准确高效的铆接加筋壁板结构的动力学预示模型具有重要意义。目前,此类结构的建模误差主要来源于薄壁梁结构中的倒圆角区域建模以及薄板与薄壁梁结构之间的铆接建模。本文首先针对薄壁梁结构,采用刚度和质量等效原理,建立计算精度和效率兼顾的薄壁梁结构等效动力学建模方法,并采用仿真算例验证建模方法的准确性。其次,通过对比研究建立最优的适用于铆接加筋壁板结构动力学建模的铆接等效建模方法。最后,结合提出的薄壁梁动力学建模方法和铆接等效动力学建模方法,形成高精度的铆接加筋壁板结构动力学建模方法,采用实验研究,验证了本文提出的铆接加筋壁板结构动力学建模方法的正确性和有效性。

摘要：为解决因振动环境下视线角和视线角速度抖动而使打击精度降低的问题,文章研究一种具有抗干扰能力和落角度约束的飞行器(含导弹)制导律。建立了飞行器和目标的相对运动方程组,运用变结构控制理论,设计了一种具有落角度约束的制导律,并在制导律中引入视线角和视线角速度的抖动分量。通过仿真对比分析所设计的制导律与修正比例制导律,在攻击固定目标时,两种制导律的效果都能满足脱靶量和落角度约束的要求;而在攻击机动目标时,所设计的制导律控制效果明显优于修正比例制导律,并且飞行器的控制量能根据视线角速度变化较快地做出反应,从而使打击末段脱靶量较小。