针对挖掘机器人工作装置液压系统存在滞后、不确定性和非线性,不能实现有效精确控制的问题,设计一种基于模糊PID的电液比例位置自调整控制策略。介绍了电液比例位置控制系统组成和自调整模糊PID控制器原理,建立了控制规则表,采用中点向下融合法进行模糊推理和去模糊化处理。仿真与实验验证结果表明:该控制方法具有很好的鲁棒性,控制效果满足技术要求。

本文针对四个高速开关阀为核心的PWM电液位置控制系统，设计了连续型模糊控制器，构成了实时控制系统。在此基础上，采用启发式搜索算法对模糊控制器比例因子在线调整。实验证明了该控制器在PWM电液位置控制中的有效性。

四个高速开关阀经过恰当的组合，用PWM方法可以对双作用油缸的位置和方向进行控制。为了克服液压系统建模的复杂性和陶控缸的非线性对传统控制算法的影响，设计了一种模糊控制器，实现了PWM高速开关阀控液压缸位置系统的精确控制，实验证明：模糊控制是对高速开关阔进行控制的有效工具，它为高速开关阀在工程中的应用开辟了广阔的前景。

计算流体力学方法(CFD)模拟滑移流区高超声速气动热时误差较大,直接蒙特卡罗模拟方法(DSMC)耗费计算资源。考虑速度滑移和温度跳跃,采用带滑移条件的CFD方法对钝头双锥体绕流进行计算分析。采用添加2阶滑移条件的N-S方程,模拟双锥绕流气动热,并与DSMC结果和文献数据进行对比分析。结果表明:滑移条件使壁面热流分布更接近DSMC模拟值,并且在克努森数不太大的过渡流区仍保持较好适用性;在克努森数较大时,带滑移条件的CFD方法模拟的流场结构存在一定误差。

为提高尾翼弹射击精度,对高速箭弹滚转气动特性进行研究。建立火箭弹简化模型,对不同翼片斜置角的火箭弹进行数值模拟,采用有限体积法对空间进行离散,通过多参考系模型模拟火箭弹的定常旋转,得出火箭弹的滚转阻尼力矩导数和平衡转速,并分别对有、无旋转条件下的气动特性进行分析。计算结果表明:火箭弹升力系数随攻角的增大而增大,随翼片斜置角的增大变化不大;滚转阻尼力矩导数在高空时会骤减,平衡转速随着马赫数的增大而增大。

为研究不同的气泡高度对弹丸的影响,建立带有不同高度微气泡致动器弹丸的模型,对不同弹丸进行气动仿真,分析带有不同高度的微气泡致动器对弹丸阻力系数所产生的影响,并计算出全弹道的飞行过程。仿真结果表明:加装不同高度的微气泡对弹丸的飞行稳定性影响很小;相同马赫数、相同攻角情况下带有气泡致动器的弹丸阻力系数小于普通弹丸,升力系数大于普通弹丸,能够有效地增大射程和减小横向偏移。

为提高军工产品包装物密封检测工序的测试精度、本质安全性与自动化程度,对某军工包装物密封性在线检测装置锁紧机构进行设计和仿真计算分析。结果表明:在检测压力为0.05 MPa时,采用铜、钢为检测仓与锁紧装置材质,锁紧机构夹持力大于检测箱检测气压产生的向上的力,锁紧装置锁紧力和强度满足要求;锁紧装置的锁紧销与锁紧座的安全系数分别为12.3和7.17,均大于安全系数经验值,强度满足设计要求,能够稳定可靠工作。

为解决某风洞柔壁喷管液压系统从高压锁紧状态切换到低压回零工况时执行机构冲击过大的问题,对系统加装卸压控制回路进行改进。基于AMESim建立改进前后系统仿真模型,分别对其工作过程进行模拟分析,同时利用遗传算法对卸压时间进行优化。结果表明,优化后模型在节约能源的同时能有效减小执行机构冲击。

为解决某型机载液压阻尼器前推与后拉启动力差异较大的问题,对密封结构及阻尼腔排气结构进行改进设计。分析故障机理并确定原因是由密封设置不合理造成的启动力异常以及内部油液未充满造成的伸出方向阻尼性能下降,共同导致了侧杆装置前推后拉启动力差异。验证结果表明:该设计能提高阻尼器的密封性能,满足系统启动力的要求。

以某型火箭弹发射控制系统为例，提出一种液压交流伺服系统的控制方法。其以失调角和系统特性为参数，采用分段控制的策略，对全自动和半自动工作方式分别进行计算和控制。在达到指定精度后，对方位进行零速箝位或关闭高低液压比例换向阀。经实际应用表明，该方法控制精度较高，效果良好。