对飞机液压能源管路系统的振动问题进行了探讨 .提出一种基于振动主动控制 (VAC)技术对飞机液压能源管路系统进行消振的方法 ,在手段上采用压电 压电致伸技术 ,以压电陶瓷 (PZT)作为作动器 ,具有驱动力大、响应频率高和体积小等优点 ;控制方法上采用参数寻优的控制策略 ,它能始终能根据外界干扰因素的变化来调整控制参数 .经过理论分析和仿真验证 ,证明其具有良好的自适应性和鲁棒性 。

冲击响应谱模拟比规定冲击脉冲来模拟更接近实际冲击环境。采用迭代算法，用指数衰减正弦函数组合出具有规定的冲击响应谱的瞬态冲击加速度波形，其末加速度，末速度和末位移为零满足实际振动以的需要。探讨了瞬态冲击加速度波形实时控制中传递函数的估算和修正方法，以及驱动数据块的大小对控制精度的影响并给出了解决方法。

软件GNSS（Global Navigation Satellite Systems）信号模拟器对于GNSS接收机的高效研发将做出重要贡献,因其结构灵活、开放性以及低成本.以GPS/Galileo组合系统为例,讨论了软件GNSS中频信号模拟器的架构,主要功能模块包括卫星星座仿真、接收机轨迹生成、传播通道特性仿真（包括电离层模型、对流层模型、多径模型等）、数字中频信号生成.在此基础上,着重阐述了数字中频信号生成模块的实现,功率谱图及分析结果验证了所生成的信号,包括GPS L1 C/A,Galileo E1 CBOC（Composite Binary Offset Carrier）,Galileo E5a和E5b信号.

为了研究直型传感器的导热误差，设计了可同时测量气流温度、支座上部温度和支座下部温度3个测点的传感器，其中测点1和3可根据研究的需要上下移动，并建立了理论模型，推导了导热误差的计算公式．为了避免辐射误差对导热误差的影响，采取根部加热的办法，研究了马赫数、支座温度、长径比对导热误差的影响，得到了可供参考的数据，并将导热误差的计算公式应用到气流流速较低时（Ma=0．1）高温水冷耙某点的导热误差的计算中，计算结果与测量结果误差小于10％．考虑导热误差对测温的影响时，应综合长径比和支座温度两方面的因素，将长径比是否大于10作为衡量是否考虑导热误差的唯一标准是不全面的．

借助断裂力学和位错力学的结合,提出了一种通过建立宏观力学和微观力学之间的联系模拟脆性材料脆塑转变过程的方法.该方法在同时考虑单晶材料力学性能和晶体几何结构的基础上,模拟了单晶材料在承受压剪复合应力的条件下,其内部裂纹和位错之间的相互作用机制,阐明了单晶材料在超精密切削加工中的脆塑转变过程;同时在考虑刀具对单晶材料的压剪复合作用的条件下,首次定量给出了实现单晶材料超精密切削加工的最佳刀具前角的方法,并分析了刀具刃口半径对单晶材料脆塑转变过程的影响;最后通过实验对研究结果进行了验证.

针对当前气体泄漏点检测定向精度低的情况,提出一种基于时延的高精度超声检测方法.该方法利用3个呈等边三角形分布的超声传感器接收由泄漏点产生的超声波,根据3路信号的相对时延值确定泄漏点的方向.为克服采样间隔对时延估计精度的限制,采用基于三次样条插值的时延估计算法估计信号时延值,并对不同核窗长度下的各100组实验数据的时延值进行误差统计,得到其均方差并与其Cramér-Rao下界比较,发现二者的变化趋势具有良好的一致性.在此基础上研究了时延值均方差,超声传感器间距和泄漏点距离对定向精度的影响.结果表明：定向误差随时延值均方差增大而增大,随超声传感器间距增大而减小,随泄漏点距离增大而增大;定向精度比单超声传感器检测方法提高7～10倍.

建立固体火箭发动机的橡胶O形圈的二维轴对称模型 ,采用非线性有限元方法计算了O形橡胶圈在库存和工作状态的变形及应力 ,分析了上下法兰张开间隙、初始压缩量、密封槽口及槽底倒角半径、密封槽宽、密封圈材料、O形圈截面尺寸及工作温度等典型参数对密封性能的影响 上下法兰张开间隙、密封圈的初始压缩率、密封圈材料等典型参数对最大接触压应力影响较大 ,而密封槽槽口和槽底处倒角对剪切应力影响明显 .这些分析为密封结构的优化设计打下了基础 ;同时探讨O形圈应力分布规律 ,确定密封圈易受损和失效关键部位 ,初步确立了固体火箭发动机密封失效准则和失效模式 .

为减少高压高剪切率下热效应对密封环缝隙流体润滑性能的影响,以密封环缝隙流体剪切速度梯度、壁面剪切应力和油膜温升表征摩擦副润滑性能,采用RNG k-ε湍流模型,通过Workbench建立流-固-热多场模型,计算得到不同主轴转角下缝隙流动形态变化规律和温升前后油膜厚度变化量、不同L型槽内外径比及长径比下流速流型分布规律、壁面剪切应力、温度分布和热变形量。研究结果表明:密封环L型槽黏性底层随剪切速度增大而增厚,油膜厚度随运动周期增加而变薄;当L型槽内外径比小于1.07时,随比值减小密封环壁面剪切应力不断增大,最大变化率为7%;密封环L型槽长径比在0.19时平均壁面剪切应力达到最大,当长径比继续增大时,油膜区剪切速度梯度逐渐减小,油膜温升和热变形亦随之减小。研究结果可为马达优化以减少能量损失和改善密封环润滑条件提供理论指导和...

整流罩设计对基于分布式动力的翼身融合（BWB）飞机气动特性会产生显著影响。为了揭示在边界层吸入（BLI）效应下整流罩的设计参数对飞机气动特性的影响及其原因，采用计算流体力学（CFD）方法和Morris敏感度分析法对此布局飞机气动特性进行了详细研究，得到了整流罩主要设计参数对飞机气动特性影响的敏感度和耦合关系，并对典型设计参数下的流动特性进行分析。结果表明:对飞机气动特性影响较大的参数是整流罩特征截面2和3的最大厚度，这是因为其增大了当地截面的厚度和弯度，进而影响了整流罩表面的压力分布;在流量系数减小和进气边界弦向位置前移时，最大厚度增大会造成背风面发生局部分离;整流罩特征截面2和3的最大厚度对气动特性具有较强的耦合影响。

针对飞机作动系统中效率较低，发热严重的情况，分析了电机泵阀并联协调控制作动系统中系统压力与系统效率的关系，提出了采用分级压力节能控制，即对电机泵组和阀控单位设定不同的最高压力，并根据作动系统的要求来确定系统采用的控制单元; 用AMESim 软件进行仿真验证和分析. 结果显示，采用分级压力控制系统的发热量分别为单独高压阀控制和电机泵控发热量的27. 9%和34. 1%，明显地降低系统温升，减少了系统的发热损失，提高了系统的效率，从而增加了系统的寿命，保障了系统的安全性和可靠性.