为了提高含有液压缸结构的系统受到冲击载荷时仿真准确性,研究了液压油缸的工作原理和液压缸在全行程位置时刚度突变现象,针对液压起竖油缸在全行程位置时的力学特性,建立了油缸的等效力学模型,提出了基于结构动力学的简化建模方法,通过仿真计算验证了该方法能够很好地模拟油缸刚度突变现象。

针对电液伺服系统中存在不确定非线性和强参数不确定性的问题,提出一种多模型鲁棒自适应控制算法。根据系统参数不确定性范围建立了多个辨识模型,在辨识模型中设计非线性鲁棒项,以抑制干扰、未建模动态等不确定非线性的影响,提高系统的鲁棒性。基于辨识模型设计相应的控制器,采用基于辨识误差的性能指标函数作为切换依据,选取最佳控制器作为当前控制器,解决了传统自适应控制对参数自适应初值敏感的问题。该方法能够克服不确定非线性和强参数不确定性的影响,使系统得到渐进跟踪的性能,提高系统的瞬态响应性能。实验结果表明,该算法能抑制建模不确定性的影响,系统期望跟踪指令幅值为10mm时,跟踪误差大约为0.038 6mm,相对跟踪误差约为0.386%,系统跟踪精度得到了提高。

采用改进的MUSCL格式解三维可压缩平均雷诺纳维尔-斯托克斯方程组,湍流模型为Spalart-Allmaras代数模型,数值模拟了四种调整片不对称喷管在喷口压比为2.0、2.8、3.4和4.0条件下的欠膨胀超声速射流场,获得了射流场流谱和参数分布,并给出了单调整片不对称喷管出口压强比与射流偏转角和扩张角的分布曲线,计算结果和实验数据符合良好.

以某型全液压驱动式发射平台的多管火箭发射系统为研究对象，利用半相对灵敏度分析法，分析了液压系统的泄漏因素参数对火箭发射装置性能指标的影响规律，利用虚拟试验获得了高低油缸在高温、低温和常温下的泄漏参数变化的闽值及液压马达的泄漏系数阈值，为全液压驱动的多管火箭武器液压元件的维护和更新提供了定量化的理论依据。

考虑交流伺服系统中非线性和不确定因素的影响，设计了一种新型的自适应滑模控制策略。该控制方法通过自适应律调节滑模增益达到克服系统参数摄动和外部扰动的目的，同时根据伺服系统数学模型，设计了控制律并证明了其稳定性。不同载荷条件下的仿真与实验研究表明，该控制策略能保证系统具有很好的控制输入特性与动态性能。

超磁致伸缩材料作为一种新型功能材料具有应变大,响应速度快,输出力大和能量传输密度高等优异性能,因此在流体控制阀中获得了广泛的应用,文章详细介绍了国内外在这方面的应用研究现状并对未来的应用前景做了展望.

针对高压空气弹射系统高压工质功率密度高、扩张性大、冲击力强等特点引入真实气体效应分析了结构参数对气动弹射性能的影响。理论推导了真实气体条件下的比热力学能、比焓等热物理性质参数建立了基于真实气体条件下的气动弹射封闭方程组并进行了数值求解;通过各种结构参数与弹射器性能关系的对比研究获得了弹射器参数对弹射性能影响的变化规律及参数选择规律。数值分析表明：流量开口截面直径越大高压室体积越大低压室体积越小则系统的弹射性能越好弹射性能的动态分析也为系统的全局模糊设计提供了参考依据。

在高压气动热力学过程中压力远大于临界压力、温度远偏离对应的玻义耳温度基于理想气体的热力学参数失去真实性气动性能的品质就无法保证.针对高压空气弹射发射系统基于对应态方程和改进的维里方程建立气动方程组进行真实的动态热力学研究.推导高压空气的余函数的解析表达式获得温度、压力大幅度变化条件下的真实热物性质参数.利用余函数对动态过程中热物参数的不确定性进行反馈补偿数值求解气动方程组.对比的数值结果表明弹射过程余比焓的值偏高工质状态远远偏离理想气体;弹射过程工质压缩性强最大压缩因子达1.101 3;真实气体效应增加高压室中压力、温度下降的速率降低低压室压力、温度上升的速率;高压空气真实的做功能力偏低但过载平稳.

为尽量减小某火炮输弹机构液压系统中存在的液压冲击问题，利用AMESim软件建立了输弹机构液压系统的仿真模型。通过分析液压冲击原理，得出影响液压冲击的参数变量。基于仿真模型，在单纯改变某一影响参数的条件下，分析了不同参数变量对输弹机构液压冲击的影响，提出了减小液压冲击的措施以及需要进一步研究的方向，此结论对输弹机构液压系统的优化设计具有一定的参考价值。

为了提高含有液压缸结构的系统受到冲击载荷时仿真准确性，研究了液压油缸的工作原理和液压缸在全行程位置时刚度突变现象，针对液压起竖油缸在全行程位置时的力学特性，建立了油缸的等效力学模型，提出了基于结构动力学的简化建模方法，通过仿真计算验证了该方法能够很好地模拟油缸刚度突变现象。