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World File Search System偏转角
跌落冲击下 3D 芯片上芯片互连微凸块接头开裂失效的特征
摘要：随着微电子封装与集成化的快速发展，封装结构中微焊点在冲击载荷作用下的失效风险日益受到关注。然而，由于尺寸减小和接头结构的演变，基于铜柱的微凸块接头的失效机理和可靠性性能很少能借鉴现有的板级焊点研究成果。本研究针对芯片上芯片 (CoC) 堆叠互连的微凸块接头的开裂行为，对 CoC 测试样品进行反复跌落试验以揭示裂纹形貌。研究发现，导致微凸块失效的裂纹首先在金属间化合物 (IMC) 层与焊料的界面处萌生，沿界面扩展一定长度，然后偏转到焊料基体中。为进一步探究裂纹扩展机理，采用围线积分法计算了IMC与焊料界面处裂纹尖端的应力强度因子（SIF），定量分析了焊料厚度和裂纹长度的影响，并与裂纹偏转准则相结合。将SIF与焊料-Ni界面和焊料基体的断裂韧性相结合，建立了裂纹偏离原始扩展路径的准则，可用于预测裂纹偏转的临界裂纹长度和偏转角。最后，通过板级跌落试验验证了焊料厚度与主裂纹临界偏转长度和偏转角之间的关系，并简要讨论了焊料基体中晶粒结构对实际失效寿命的影响。
螺旋桨和机翼螺旋桨推力矢量 - eCommons
摘要 本研究调查了安装在螺旋桨尾流中的基于叶片的推力矢量系统的效率，该系统在净推力损失最小的情况下支持前向力。矢量系统本身既可以放置在独立螺旋桨配置中，也可以放置在机翼内螺旋桨配置中。代顿大学低速风洞 (UD-LSWT) 使用现成的 R/C 螺旋桨进行静态和基于风力的实验。灵敏度分析确定了叶片偏转角对推力矢量的影响以及螺旋桨相对于集成机翼上表面的位置对系统性能的影响。静态测试结果表明，当矢量设计放置在机翼中时，叶片性能显着改善。实现了推力矢量控制，随后俯仰力矩发生变化，在两种螺旋桨俯仰情况下，叶片偏转角逐渐增加：75° 和 90°。标准 90° 俯仰方向的集成式机翼螺旋桨系统的风洞试验结果显示，在前进比低于 0.3 时，推力矢量控制成功，这对于大多数相关应用而言都是实用的；螺旋桨叶片系统的 75° 俯仰方向观察到推力矢量控制能力扩展到 0.7 的前进比。敏感性分析表明，暴露在流动自由流中的螺旋桨的整体效率高于完全嵌入模拟机翼的螺旋桨，尽管嵌入式情况具有更好的推力矢量控制能力。致谢 衷心感谢亨利·卢斯基金会通过克莱尔·布思·卢斯 (CBL) 研究计划提供的支持。另一位重要的捐助者蔡杰龙先生（Jacky）对本作品在整个过程中给予的持续指导深表感谢。
为“婴儿潮一代”和“后疫情时代”赢家们提供更好生活的经济机制
经济结构成熟度指标的比较结果出乎意料。为此，我使用了一个非标准指标——我将用熵法确定的成熟度乘以偏转角的余弦，积分指标更清楚地突出了结果。分析表明，不受任何特定国家机构监管的世界经济比许多受监管的国家和地区更加成熟。因此，我们可以毫不含糊地说，一些国家和地区的贫困率有所增加，在很大程度上是政府无能的结果。在新冠疫情之后，高山地区的年轻一代陷入了特别悲惨的境地，本已严峻的人口趋势变得更加严峻。
螺旋桨和机翼螺旋桨推力矢量 - eCommons
摘要 本研究调查了位于螺旋桨尾流中的基于叶片的推力矢量系统的效率，该系统可在净推力损失最小的情况下支持前向力。矢量系统本身既可放置在独立螺旋桨配置中，也可放置在机翼螺旋桨配置中。在代顿大学低速风洞 (UD-LSWT) 使用现成的 R/C 螺旋桨进行静态和基于风力的实验。敏感性分析确定了叶片偏转角对推力矢量的影响以及螺旋桨相对于集成机翼上表面的位置对系统性能的影响。静态测试结果表明，当矢量设计放置在机翼中时，叶片性能显著改善。在两种螺旋桨俯仰情况下：75° 和 90°，随着叶片偏转角的逐渐增加，实现了推力矢量，随之改变了俯仰力矩。标准 90° 螺距方向的一体式机翼螺旋桨系统风洞试验结果显示，在低于 0.3 的前进比下成功实现推力矢量控制，这对于大多数相关应用而言是实用的；螺旋桨叶片系统的 75° 螺距方向观察到推力矢量控制能力扩展到 0.7 的前进比。敏感性分析表明，暴露在流动自由流中的螺旋桨的整体效率高于完全嵌入模拟机翼的螺旋桨，尽管嵌入式壳体具有更好的推力矢量控制能力。致谢 诚挚感谢亨利·卢斯基金会通过克莱尔·布思·卢斯 (CBL) 研究项目提供的支持。另一位主要捐助者蔡杰龙先生（Jacky）对本工作期间的持续指导深表感谢。
智能控制器与 PID 控制器的比较分析...
摘要：飞机俯仰控制系统是需要反馈控制的非线性复杂系统之一。模糊逻辑控制器 (FLC) 是一种利用模糊逻辑原理控制此类系统的智能方法。本文对比例-微分-积分 (PID) 控制器和模糊逻辑控制器在控制飞机俯仰角方面的性能进行了比较分析。输入是升降舵偏转角，输出是飞机的俯仰角。对于模糊控制器，它由五个成员函数和十七条规则控制，这些规则根据与定制设定点相对应的控制器实际输出反复调整。方法论部分讨论了 PID 和 FLC 的设计程序。一般来说，PID 和 FLC 都符合设计要求。然而，FLC 在三个设计参数方面优于 PID，即稳定时间、超调百分比和稳态误差，分别提高了 12%、98% 和 97%。
流入转向如何影响风力涡轮机尾流的转向？
摘要。稳定分层流条件通常表现出风向转向，即风向随高度变化。当风力涡轮机经历这种转向流时，产生的尾流结构往往会呈现出拉伸成椭圆形，而不是对称形状或卷曲形状。观察研究表明，尾流转向的幅度小于流入流的转向，而使用执行器盘模型和执行器线模型进行的大涡模拟表明流入流转向和尾流转向之间存在一系列关系。在这里，我们展示了一系列大涡模拟，其中有一系列转向形状、一系列转向幅度、一系列风速和风力涡轮机转子的两个旋转方向，以研究对尾流偏转角的影响。这些结果可以指导尾流转向在稳定分层流中的应用。
开发飞机飞行控制中的主动操纵器
大多数为飞机控制开发的触觉界面都提供触觉支持作为控制机械手上的附加力。本研究重新审视了主动机械手，这是一种不同于现有触觉界面但与之互补的设计理念。该控制装置将飞行员施加在其上的力传送到飞机，同时通过偏转角反馈飞机的旋转速度。研究发现，与传统的被动机械手相比，主动机械手在补偿跟踪任务中大大促进了目标跟踪和干扰抑制。此外，任务性能的更大改进与更高的强制函数带宽相关。这些发现是由于主动机械手将有效受控元件动力学转变为类似积分器的动力学，同时将干扰抑制集成到神经肌肉系统中。然而，在飞机状态反馈中作用于飞机的高频干扰会对主动机械手的操作效率产生不利影响。根据实验结果和被动性理论的结果，设计和评估了一个超前 - 滞后滤波器，它可以减轻这种影响而不影响任务性能。
开放档案图卢兹开放档案馆（OATAO）
控制结构尺寸是翼身融合设计的主要挑战。这种飞机配置通常具有位于机翼后缘的冗余升降副翼，同时作用于俯仰轴和滚转轴。因此，适当的尺寸需要考虑纵向和横向的耦合标准。此外，由于较大的控制面面积而产生的显著铰链力矩，加上为了安全控制纵向不稳定性而产生的高偏转率，可能会导致过多的功耗和执行器质量损失。因此，在初步设计阶段，非常希望最小化控制面面积，同时确保足够的闭环操纵品质，并限制偏转和偏转率。这里解决了不稳定翼身融合飞机的控制面尺寸和飞行控制律的集成设计问题。使用最新的结构化控制器 H ∞ 非光滑优化工具，在单个步骤中优化纵向和横向控制律以及控制分配模块的增益，同时最小化控制面跨度。确保以下约束：1) 飞行员纵向拉起、2) 飞行员倾斜角度顺序和 3) 纵向湍流的最大偏转角和偏转率。使用这种耦合方法，与初始布局相比，外副翼跨度显著增加，而闭环操纵质量
研究文章 组合姿态确定方法...
本文提出一种新的多传感器组合姿态确定方法，可高精度测量高转速刚体飞行器的姿态。分析飞行器在飞行过程中所受的外力矩，在刚体绕质心旋转的运动方程基础上，通过理论推导，提出了一种基于多传感器组合姿态确定方法。该方法融合GPS、陀螺仪和磁力计测得的数据，采用改进的无迹卡尔曼滤波（UKF）算法进行滤波。首先，根据高转速飞行器的运动特点，对刚体绕质心运动方程作出适当的假设和简化近似。利用这些假设和近似，推导出欧拉姿态角与飞行路径角、弹道偏转角之间的约束方程，作为状态方程。其次,利用地磁场模型和三轴磁强计测量的地磁强度计算出含有误差的滚转角,并与陀螺仪获取的角速度信息进行融合,建立测量方程;最后在UKF预测阶段采用龙格-库塔法对状态方程进行离散化,提高预测精度。仿真结果表明,所提方法能有效确定高速飞行器的姿态信息,并能保证飞行器姿态的准确性。