针对传统方法对初值选取敏感问题,将差分进化算法(DE)应用到气动参数辨识中,取代传统极大似然方法中的牛顿迭代梯度优化方法,对高旋弹的气动参数进行全弹道辨识。文中首先对可辨识性问题进行分析。通过仿真计算,证明该方法与传统极大似然方法相比辨识结果更加稳定,并通过反算弹道的方法证明了该算法收敛速度快,全局寻优能力强,具有较高的精度,并且解决了传统方法对初值敏感问题。

应用ABAQUS软件对NF-3风洞中现有一台盒式应变天平的整体结构进行了有限元分析，提出改进其弹性连杆的设计方案．并对两种方案作了有限元计算比较。结果表明：改进后的结构提高了天平整体刚度．降低了各载荷之间的干扰，尤其是其它载荷对轴向力的干扰。同时利用子模型技术，对天平的受力严重部位进行精确化分析，校核了天平强度。提高了天平设计效率和成功率．具有较好的工程应用价值。

液压调平系统广泛的应用在现代国防与民用技术中,而调平系统是一复杂的非线性时变系统,且在调平过程中会出现液压支腿之间、支腿与倾角之间的"牵连耦合"问题。针对这一问题采用基于目标面的调平方法,提出"以面调面"的面调平技术,通过调平平面与目标平面的相对位置输出控制量,设计了多输入多输出的MIMO非线性动态解耦模糊控制器。在调平过程中解决了耦合问题,实现多点调节。通过某型特种车辆和某型雷达车的现场应用和实验验证,很好实现了液压平台的精确快速调平。

对小型闭环比例气动舵机进行了分析,建立了完整的闭环比例气动舵机数学模型。建立的模型包括供气系统中的气瓶模型、减压阀模型、安全阀模型,闭环控制系统中的电磁铁模型、球阀放大器模型、气缸模型、曲柄和反馈电位计模型等。并对气动舵机仿真提出了初步研究,为下一阶段仿真研究提供了有效的借鉴。

锥柱裙类组合体类高超声速飞行器外部存在弓形激波,拐角诱发激波/边界层干扰,气动加热较为复杂。为深入研究此类气动热变化规律,采用CFD方法研究HIFiRE-1再入大气层气动热问题。结果显示,飞行器进入稀薄流区时,需重点关注鼻锥气动加热,而拐角气动加热不明显;进入稠密大气层后,飞行器拐角出现边界层分离与再附现象,且分离泡随着空气密度增大而逐步缩小,气动加热较为突出。

在末端大攻角飞行条件下,某战术导弹法向力系数斜率降低导致法向过载不足。为解决此问题,文中开展了边条翼在导弹气动外形设计中的应用研究。通过数值仿真和风洞试验的方法,对某大展弦比弹翼布局的战术导弹在增加边条翼前后的气动特性进行了分析。结果表明,在大攻角条件下,边条翼的引入大幅提升了导弹的法向力系数斜率,从而大幅提升了其法向过载,改善了其机动性。

为了解决机载外挂武器分离数值仿真问题,应用FLUENT软件的用户自定义函数求解外挂武器的气动力,并输入给嵌入的弹道和稳定控制程序获得武器下一时刻的位置和姿态,再采用“弹簧模型+局部网格重构”动网格和求解器获得更新的气动力,依次循环仿真分离过程。该方法解决了多体动网格相对运动和流场剧烈变化仿真结果收敛性不好的问题。结果表明:该方法可以比较精确的仿真机载外挂武器分离过程,为外挂物安全分离设计提供参考。

火箭弹的射程受传统固体火箭发动机技术发展的制约,在高能推进剂技术没有明显改善的情况下,进一步提高火箭弹的射程变得越来越困难。文中首先对影响火箭弹射程的主要因素进行了分析,对采用不同发动机技术在不同射程火箭弹的阻力系数、飞行速度和附加推力等影响因素进行逐一分析,并对采用双脉冲发动机技术的火箭弹增程能力进行仿真分析,仿真结果证明采用双脉冲发动机技术可以有效增加火箭弹的射程。

对航空液压泵采集振动信号进行研究,首先提出改进阈值函数的奇异值小波去噪法,该方法对信号进行奇异值分解,把噪声非均匀分布的信号正交分解成噪声相对均匀分布的分量,然后采用改进小波阈值去噪法对每个分量进行去噪,最后重构去噪后的分量得到去噪后信号。该方法克服了软、硬阈值的缺陷,不仅提高了信噪比而且能很好地消除高斯噪声,抑制阈值法去噪时导致的伪吉布斯现象。应用该方法对仿真信号和实测航空液压泵振动信号进行去噪处理,结果表明,该方法有效可行。

某隐形飞机内埋式武器在弹射过程中,系统质心变化、外流场剧烈扰动等可能会引起武器姿态偏离,导致机/弹碰撞,因此在弹射系统中设置了同步机构。为取得同步机构角度和长度最优值,通过动力学分析软件ADAMS对同步机构进行参数化建模,用OPTDES-SQP非线性二次规划算法对同步杆的角度和长度进行仿真研究。研究结果表明,同步机构最优值为A=91.13°,l11=l13=45.01mm,l9=3839.28mm,同步性能对A值变化最敏感,应以A值误差控制为主。