精确的和简化的过渡动柔度式及应用

介绍了一个变奇异阵为非奇异阵的数学结论。然后利用这个“结论”发展了一种精确的过渡动柔度式和一种近似简化的过渡动柔度式。特别是后者为λ的一种混合幂级数，故而当它用于很多个特征向量的导数计算时，其计算效率便远远高于现有其它方法。     

基于实用完备模态的动柔度式——特征向量导数

首次提出了用计算很多特征向量导数的一种精确动柔度法和一种简化动柔度法，精确动柔动式依赖作者提出的实用完备模态空间建立的，与所有现在的“直接法”（即动刚度法）不同，本方法相当于只需要求解特征向量导致支配方程一次便可计算很多特征向量的导数，因此，待求导的特征向量个数越多，本文方法的计算效率越高，精确动柔度法可给出“导数”的精确值，简化动柔度法可引出良好的近似值。     

动柔度法对频响函数灵敏度的应用

频响函数灵敏度是结构振动控制,破损诊断和动力优化中很有用的信息,然而,对频响函数灵敏度的研究还不多。基于动柔度混合幂级数,对于无阻尼频响函数灵敏度分析提供了一种可行的动柔度法,它是特征向量导数计算中的动柔度法移植后的结果。数值考核表明,这种方法的精度良好。     

移频动柔度简化式和特征向量导数

利用移频技术改进了动柔度简化式在特定频段内精度极低的问题，然后将改进的动柔度简化式用于此频段内的一组特征向量导数的计算取得了很好的效果。当然，比频段内的特征向量越多和相对越密集，不仅计算效率越高，而且其精度也越好，不过，太密集了又会出现密集根的特征向量导数计算问题，对此不作讨论。     

改善动柔度法之精度和效率的移频技术

作者曾提出过用于计算很多特征向量导数的动柔度法，这种方法对一般结构，即非密集根情况，不仅精度良好，而且计算上也是很有效的，然而遇到密集根时，因动柔度法的λ幂级数发散，导致精度急剧变坏，为此，提出了本阶移频动柔度法和混合移频动柔度法，这两种方法各自用于具有密集根的约束结构和自由结构的特征向量导数，或者是一般约束结构和一般自由结构的高阶特征向量导数计算将是最为理想的动柔度法。     

特征向量导数的高精度动柔度法和模法

基于动柔度的高精度表达式建立了很多特征向量导数计算的动柔度法和模态法,动柔度的高精度式推导首先是基于经的谱表达式,然后将其分为将阶模态贡献项和高阶模态贡献项,其中高阶贡献项在实际中是不可能得到的,为此,又将高阶贡献项分为静态贡献和动态贡献,其中静态贡献可以精确得到,唯有高阶模态的动态贡献不得不展开为一种可运作的几何级数,当特征根的间距稍大时,该几何级数的前几项就可收敛到动态贡献的精确值,一旦遇到较密集的特征根时,该几何级数的收敛速度会明显下降,理论上可以通过移频使得该内何级数达到加速收敛。     

避免约束奇异的平动并联机器人设计方法

构造一种基于螺旋理论的空间机构综合方法,分析了并联机器人发生平台约束奇异的原因。利用三条支链对平台所提供的特殊正交约束,得到了一种彻底避免运动平台奇异的纯平动三自由度并联机器人。给出满足这一条件的所有结构组合,运动副组成类型和空间装配原则。最后,依据这一理论设计出2个新型三自由度并联机器人作为范例。     

基于频控阵的拖曳式干扰抑制研究

频控阵雷达是近年来提出的一种新体制阵列雷达技术,其能够形成具有距离依赖性的发射波束,克服了传统相控阵雷达不能有效控制发射波束的距离指向问题,并具有很多独特的应用优势。本文对基于均匀线阵和均匀面阵的频控阵拖曳式干扰抑制进行了研究,讨论了如何利用频控阵的特性来实现拖曳式干扰的抑制。     

复合材料弹性枪架材料设计研究

本文应用矩阵结构分析方法，结合复合材料力学性能特点，研究了先进纤维增强复合材料弹性机枪枪架的柔度矩阵，为机枪系统合理的动力学匹配提供了必要的力学参数，研究确定了结构柔度矩阵中影响精度最敏感的柔度系数与前，后架杆抗弯刚度的关系，提出了一种基于枪架结构分析基础上，以枪架重量为控制目标函数，优化复合材料枪架的材料铺层设计方法。     

复合材料弹性枪架材料设计研究

本文应用矩阵结构分析方法,结合复合材料力学性能特点,研究了先进纤维增强复合材料弹性机枪枪架的柔度矩阵,为机枪系统合理的动力学匹配提供了必要的力学参数,研究确定了结构柔度矩阵中影响精度最敏感的柔度系数与前、后架杆抗弯刚度的关系,提出了一种基于枪架结构分析基础上,以枪架重量为控制目标函数,优化复合材料枪架的材料铺层设计方法.     

地波探测炮弹落炸点坐标研究

根据目前炮兵声测系统存在定位精度低且比较笨重等突出问题,提出了一种利用声传感器阵测量时延定位的新系统,以适应作战需求。着重建立了测量时延的五元阵模型,并与传统的四元十字阵模型进行了比较,分析比较了两种模型的定位精度,及采用五元阵定位的精度优势,五元立体阵定向性能优于四元十字阵,克服了四元十字阵由方位角不确定度引起的系统误差。所设计的定位模型定位精度高,满足了定位精度的要求。     

考虑参数摄动的飞行器气动伺服弹性鲁棒稳定性分析研究

高超声速飞行器通常结构整体柔度大、飞控系统权限大、飞行环境复杂、气动加热严重,极易导致由结构、气动、热和控制等耦合引起的气动伺服弹性稳定性问题。由于建模复杂、不确定性多及参数摄动影响,传统的稳定性分析方法不适用分析飞行器气动伺服弹性系统的鲁棒稳定性。利用线性分式变换,考虑多种参数摄动,由子系统到整个闭环系统依次建立气动伺服弹性状态空间模型,并应用结构奇异值?方法分析了系统的鲁棒稳定性。分析结论表明了该建模方法的有效性以及?方法在飞行器气动伺服弹性鲁棒稳定性分析中的应用前景。     

多发多收单通道阵列雷达系统

为扩展现有单通道阵列雷达的阵列孔径,提出一种多发多收单通道阵列雷达系统。该系统由L个发射阵元与一个发射通道以及M个接收阵元与一个接收通道等构成,采用一个发射通道贯续接入各发射阵元进行馈电的方式形成时间分集的连续调频波发射信号,可对动目标的方位角、径向速度与初始距离进行估计。一个接收通道贯续接入各接收阵元进行采样;通过一定的阵元配置使由阵元位置引起的接收时延共有L.M种不同取值,即利用L+M个阵元最多可处理L.M-1个目标。理论分析与仿真实验证明了该系统的孔径扩展效果与估计性能。     

高温密封式底火及其变簧测试装置

山迪亚用撞击式底火点燃含能元件如烟火作动器和热电池。本报告描述的一是一种为取代原Ｇ１６撞击式底火组合件而研制的高温密封式底火，这些底火中的点火药已停止使用的Ｒｅｍｉｎｇｔｏｎ ４４Ｇ１６相同。ＨＴＨＰ的感度与４４Ｇ１６几乎相同，经Ｇ１６ＰＰＳ的感度低的多。     

空空导弹弹体接头柔度的确定方法

本文研究了空空导弹弹体接头柔度的确定方法。文中提出了改进的传递矩阵法,在该法的数学模型中加进了接头的模型,从而建立含有计算和测试模态的目标函数与接头柔度之间的隐含关系。利用DFP变尺度法对目标函数进行优化,求得各个接头的柔度。计算过程中提出了加权因子选取的原则和方法,应用Steward差商代替偏导数,经实例计算和分析,证明所用方法具有较高的计算精度和较快的收敛速度,而且不用求解导弹的质量矩阵、刚度矩阵和阻尼矩阵,可直接求得各个接头的柔度。所讨论的问题除空空导弹外,对其它链式结构也是同样适用的。     

一种新的SDINS动基座可观测性分析方法

文中通过李雅普诺夫变换得到捷联惯导系统(SDINS)的等价误差模型,采用分段定常时变系统(PWCS)的可观测性分析法及奇异值分解法对SDINS动基座传递对准时几种机动方式下系统误差状态的可观测性和可观测度进行了全面的定量分析,并进行了仿真验证.研究结果表明俯冲转弯机动是一种十分有效的SDINS动基座初始对准方法.     

有限偶极子天线阵的电磁散射理论研究

研究了一种求解阵元为偶极天线的有限阵列的电磁散射的方法：利用RWG基函数和偶极模型的特殊性,将近似无穷小的偶极天线产生的电流代替由RWG基函数相邻边缘元素产生的电流,此方法有效地计算了散射场。讨论了RWG基函数的基本概念及其在计算阵列散射场中的应用,以极坐标的形式给出了不同的阵元间距、入射频率、入射角度以及不同阵元数目的散射场仿真图形,为其他形式的阵列天线散射特性研究提供了依据。     

用NASTRAN程序计算翼面的发散速压

介绍了翼面发散问题计算，不用传统的动气动弹性力学分析方法(模态法)，而用静气动弹性力学的分析方法(柔度法)计算配平条件下的多组(q，θ)值，通过作曲线求得发散速压，通过比较，可以利用等轴双曲线表征发散曲线，从而得出求解发散速压的简便公式。     

钹式换能器制作工艺与实验研究

设计方法与制作工艺是开发低频钹式换能器的核心技术.首先在继承传统压电材料制作工艺的基础上,根据钹式换能器的设计规律,研制了含有低频换能器在内的多套金属帽冲压模具,比较了粘结剂、金属材料等的不同特点,给出了合成钹式阵元的一般性方法,掌握了制作钹式阵元的特殊工艺,由此可开发系列阵元;然后,针对其中的低频阵元,在消声水池实验中分别对阵元的共振频率、发射幅压响应、自由场接收灵敏度等进行了测试.实验结果表明,低频钹式阵元具有较好的接收效果,单个5 kHz钹式阵元在0～40 kHz工作时,其自由场接收灵敏度在-170 ～-150 dB之间,其发射幅压值135 dB,可通过成阵提高发射指标.研究结果为开发新型钹式声学装置提供了依据.     

转移轨道级的模态测试

转移轨道级是一个把航天飞机有效载荷转移到高地球轨道或星际轨道的上面级。为了进行耦合载荷分析需要对转移轨道级有限元模型进行试验验证。这个模型必须满足航天飞机边界条件。这些条件在各平动方向制约五个界面耳轴。由于转移轨道级尺寸以及设计、制作一个能代表航天飞机边界条件的夹具所需的费用与时间等原因,应用模拟自由一自由结构试验。由于未使用耳铀,测出0～50Hz自由-自由振型的相关度不能使耦合载荷分析模型完全有效。为了使这部分模型有效,选择残余柔度法。这个方法测出航天飞机边界条件所有约束位置的频响函数。尔后调整有限元模型,使之与自由一自由振型和剩余柔度项一致。本文介绍了剩余柔度法与模态试验结果,并描述了相关过程和获得有效载荷模型的方法。