脉冲星角位置强度关联测量聚焦光学系统

脉冲星导航为未来深空探测与导航提供一种可能途径，采用X射线强度关联方法对脉冲星角位置进行高精度测量，可适应高精度时空基准系统构建的发展需求，从理论上提高导航精度。X射线聚焦光学系统是脉冲星高精度测量与探测设备的核心部件，通过高效率聚焦实现对脉冲星极弱X射线光子流量的增强。首先，针对脉冲星角位置强度关联测量地面试验需求，开展了多层嵌套X射线聚焦光学系统的光学设计与性能分析，获得了设计参数对有效面积和角分辨率的影响关系，确定了反射镜几何参数与反射面材料；其次，确定了聚焦光学系统的总体制造误差标准，对高频误差和中低频误差分别进行了分配；然后，采用电铸镍复制工艺加工了超光滑芯轴与反射镜，测试了芯轴的粗糙度和面形误差，利用北京同步辐射光源测试了反射镜的反射率；最后，搭建了原位精密装调装置，完成了多层嵌套反射镜精密装调，实测角分辨率达到12.16″。经强度关联测量试验验证，聚焦光学系统显著提高了探测器接收的光子个数，满足脉冲星角位置强度关联测量的要求。     

空间X射线反射式聚焦系统的同步辐射表征技术

针对脉冲星观测与计时导航等领域对空间X射线望远镜测试与标定的迫切需求，综述了目前国内外基于同步辐射和X射线自由电子激光光源发展的多种高精度的反射式聚焦系统的面形检测、系统标定和反射率计量测量技术。着重介绍了细光束、哈特曼波前传感器、光栅干涉、近场散斑等面形测试方法在不同尺度和面形的反射镜在线测量中的应用，阐明了其在工程应用中的优劣。介绍了同步辐射装置在空间X射线望远镜的在线成像和校准以及反射率计量上已开展的卓有成效工作。期望通过相关综述介绍，可以推广空间X射线望远镜反射元件广泛利用同步辐射等大科学装置进行性能表征实验，以此促进相关领域的进一步发展。国内同步辐射大科学装置的建立和蓬勃发展为大尺度空间X射线望远镜的在线检测、校准和光学性能表征提供了重要支撑。     

电动汽车牵引用水冷异步电机耦合场分析

基于Ansys多物理场仿真分析平台,对1台车用异步电机进行多物理场耦合分析。仿真电机连续运行在额定工况和峰值工况下的温升和热应力,对电机各部分温度场分布进行深入分析,预测电机峰值工况的最长允许时间。通过热-结构的有限元仿真分析电机内部结构的热应力分布,深入分析转子导条端部与端环焊接位置和机壳与铁心过盈配合面的热应力,校核转子导条端部是否存在开焊的风险,并通过热仿真和应力分析计算机壳与铁心在最高温升工况下不发生滑移或涨开的过盈配合量取值。     

软X射线投影光刻的关键技术

1．多层膜反射镜是投影光刻得以实现的前提．必须解决多层膜的高反射率、带宽匹配、应力，曲面基板上膜厚随入射角变化而变化等关键问题．目前，Mo／Be和Mo／Si多层膜在11～14mm波段得到了接近70％的反射率。2．光学元件超精密加工与检测是投影光刻得以实现的另一大基础。软X射线投影光刻所用的光学元件不仅要有较高的面形精度，而且要有较低的表面粗糙度。美国Tinsley公司现在能加工面形误差精度达0．6nm的元件，这是目前世界上最高的光学加工水平。为检测所加工元件的面形误差，该公司采用了精密干涉测量法、STM和AFM技术等当今最先…     

轻量化大面积嵌套聚焦型X射线望远镜

嵌套聚焦型X射线望远镜在脉冲星自主导航、X射线天文学等领域有广泛的应用需求。论文开展了紧凑型、大面积、嵌套聚焦型X射线望远镜的光学优化设计，成功探索出基于轻质平面玻璃的X射线掠入射反射镜热成型、镜面精密切割、嵌套同轴共焦装配等工艺流程，研制了一款轻量化、大面积、嵌套聚焦型X射线望远镜(NFXT)。NFXT镜面轴向长度300 mm，厚度0.3 mm，镜面溅射Ir金属膜，膜层厚度300 nm，镜面粗糙度优于0.3 nm(rms)。NFXT共计11层嵌套，每层圆周向等分3个扇区，内8层镜面为近似抛物面的锥形镜，外3层为抛物面镜，11层镜面同轴共焦装配。NFXT净几何面积175 cm²，有效探测面积130 cm²@1.5 keV，轴上视场聚焦光斑半径0.85 mm(EoE=50%)，包络尺寸(直径×高度)为200 mm×326 mm，能谱响应范围0.2～12 keV，后工作距1300 mm，重量4.25 kg。NFXT技术突破，为国内开展脉冲星导航试验验证，以及研制先进的X射线天文卫星提供关键技术支撑。     

基于COMSOL Multiphysics的二次燃烧炉设计

"有限元的未来是多物理场耦合",因为多物理场耦合能最大程度地体现分析对象的真实工况.在真实环境下,研究对象往往同时受多个场的作用,越是逼近真实的也就越是合理和可靠的.     

基于多物理场耦合的直驱永磁同步风力发电机定子绕组优化设计

直驱永磁风力发电机具有结构简单、成本低、运行可靠等优点,在风能发电领域具有潜在的应用价值。以1台1 200 kW直驱永磁同步风力发电机为研究对象,进行了电磁场、温度场及热应力场等多物理场耦合分析,考虑由于温度变化及热变形对永磁体、铜线等电磁材料性能的影响,最终实现电磁性能、温度及形变的收敛,从而更为准确地分析发电机性能。以多物理场耦合分析方法对该发电机进行定子绕组优化设计,使绕组设计更加合理。所得结论对直驱永磁同步风力发电机设计具有一定的参考价值。     

基于多场耦合的飞行器热环境数值分析方法研究

新一代高超声速飞行器的发展给防热设计问题带来严峻挑战。根据飞行器热环境多场耦合特性,提出了一种基于多场耦合的热环境数值分析策略,并在此基础上发展了基于Navier-Stokes方程的流场CFD分析程序,通过有效的界面数据传递算法,实现了与结构有限元热分析软件的耦合,形成了基于流场与结构耦合传热的飞行器热环境多场耦合数值分析方法。以典型圆管前缘为计算模型进行了程序验证,并对稳态和非稳态飞行环境下的流场与结构耦合传热特征和规律进行了数值分析研究。结果分析表明,该方法能够有效地刻画流场与结构之间的耦合传热特征和规律,预测和分析飞行器热环境的空间和时间分布特性,从而可为防热设计的选材和优化提供可靠的参考依据和分析手段。     

30cm离子推力器栅极组件热应力及热形变计算模拟

为了降低30cm口径离子推力器栅极组件工作时的热形变位移,采用材料力学分析以及有限元分析方法研究了边缘不约束和边缘约束下的栅极组件热应力分布以及热形变位移,提出了相关的热应力降低措施并进行了模拟验证。结果显示,将栅极等效为圆形平板且边缘无约束时,水平方向的拉伸应力引起的最大热形变位移约为0.3mm,栅极几何中心处的热应力最大,约为1.5MPa,法线方向的热形变位移基本为0;将栅极等效为圆形平板且边缘约束时,最大挠度出现在结构几何中心处,约为1.255mm,水平方向最大拉伸形变量为0.01mm,理论计算值与仿真结果基本一致,且真实栅极拱形结构在此约束条件下会产生更大的热形变位移,可能导致栅极的聚焦性能变差以及栅极之间的短路现象;热设计改进措施验证表明降低结构的整体温度并且更换热膨胀系数较低的材料是减小热形变位移的较好措施。     

主动冷却薄壁结构的通道布局与形状优化

针对基于传统分析方法的超然冲压发动机燃烧室主动冷却设计存在通用性差、周期长问题,采取子结构法建立主动冷却通道体胞的流固热多场耦合有限元模型,在与实验对比验证有限元模型有效性基础上,分析了结构质量和质量流率不变时通道数目对换热性能的影响;采用超椭圆方程描述通道截面形状,结合Kriging响应面和多目标遗传算法,开展了最小...     

某型航空发动机导向器的热-结构耦合分析

根据温度场分段插值方法对某型航空发动机导向器结构进行了温度场求解,并利用得到的温度场对导向器模型及1/72扇区模型展开了热-结构耦合分析,通过结构模态分析和应力计算,得到了该型涡轮导向器的振动特性和工作状态下的热应力分布情况,对计算结果进行进一步分析,验证了计算结果的合理性。     

Deployment dynamics for flexible deployable primary mirror of space telescope with paraboloidal and laminated structure by using absolute node coordinate method

A nonlinear dynamic modeling method for primary mirror of Flower-like Deployable Space Telescope (F-DST) undergoing large deployment motion is proposed in this paper. To ensure pointing accuracy and attitude stability of the paraboloidal primary mirror, the mirror is discretized into equal thickness shell elements by considering shell curvature. And the material nonlinear constitutive relation of flexible mirror is acquired using Absolute Nodal Coordinate Formulation (ANCF). Furthermore, the primary mirror of F-DST can be regarded as a clustered multi-body system, and its dynamic equations of elastic deformation and deployment motion are established by virtual work principle. Finally, the deployment motion of primary mirror by different driving conditions are simulated, the results show that the vibrations of mirrors that driven by elastic hinge device are more than that driven by servo motor. In addition, single sub-mirror deployment process will perturb the pointing accuracy of primary mirror, and the multiple sub-mirrors simultaneously deploying will seriously affect all the sub-mirrors surface accuracy because of the coupling effect. Thus, there are theoretical value and practical significance for the controlling surface accuracy and attitude accuracy of space telescope.     

Thermal-structural response and low-cycle fatigue damage of channel wall nozzle

To investigate the thermo-mechanical response of channel wall nozzle under cyclic working loads,the fnite volume fluid-thermal coupling calculation method and the fnite element thermal-structural coupling analysis technique are applied.In combination with the material lowcycle fatigue behavior,the modifed continuous damage model on the basics of local strain approach is adopted to analyze the fatigue damage distribution and accumulation with increasing nozzle work cycles.Simulation results have shown that the variation of the non-uniform temperature distribution of channel wall nozzle during cyclic work plays a signifcant role in the thermal-structural response by altering the material properties;the thermal-mechanical loads interaction results in serious deformation mainly in the front region of slotted liner.In particular,the maximal cyclic strains appear in the intersecting regions of liner gas side wall and symmetric planes of channel and rib,where the fatigue failure takes place initially;with the increase in nozzle work cycles,the residual plastic strain accumulates linearly,and the strain amplitude and increment in each work cycle are separately equal,but the fatigue damage grows up nonlinearly.As a result,a simplifed nonlinear damage accumulation approach has been suggested to estimate the fatigue service life of channel wall nozzle.The predicted node life is obviously conservative to the Miner＇s life.In addition,several workable methods have also been proposed to improve the channel wall nozzle durability.     

基于可变滑动窗口与3σ准则的脉冲星信号去噪算法

针对地面接收射电观测脉冲星信号较弱、信噪比较低的问题,提出了基于可变滑动窗口与两层3σ准则的信号去噪算法。该算法引入可变滑动窗口,对信号进行分步连续处理,同时在筛选噪声时使用两层3σ准则算法,解决了噪声遗漏及过度去噪问题。为证明算法可靠性与实用性,利用佳木斯66 m观测站实测数据进行算法验证,针对J1939+2134与J1744—1134脉冲星的实测数据进行分析处理。结果表明,该算法能够对脉冲星数据进行有效去噪,普遍提高信噪比约10dB。     

Thermal-structural analysis of regenerativelycooled thrust chamber wall in reusable LOX/Methane rocket engines

To predict the thermal and structural responses of the thrust chamber wall under cyclic work,a 3-D fluid-structural coupling computational methodology is developed.The thermal and mechanical loads are determined by a validated 3-D finite volume fluid-thermal coupling computational method.With the specified loads,the nonlinear thermal-structural finite element analysis is applied to obtaining the 3-D thermal and structural responses.The Chaboche nonlinear kinematic hardening model calibrated by experimental data is adopted to predict the cyclic plastic behavior of the inner wall.The methodology is further applied to the thrust chamber of LOX/Methane rocket engines.The results show that both the maximum temperature at hot run phase and the maximum circumferential residual strain of the inner wall appear at the convergent part of the chamber.Struc tural analysis for multiple work cycles reveals that the failure of the inner wall may be controlled by the low-cycle fatigue when the Chaboche model parameter γ3 =0,and the damage caused by the thermal-mechanical ratcheting of the inner wall cannot be ignored when γ3 ＞ 0.The results of sen sitivity analysis indicate that mechanical loads have a strong influence on the strains in the inner wall.     

超燃冲压发动机典型部件热防护

通过在电弧加热器上的试验考核,对进气道唇口前缘、注油支杆等发动机典型被动热防护部件的材料选择和热结构设计进行了研究.发展了主动冷却燃烧室热结构计算评估方法,将经过试验验证的热分析程序应用于燃烧室主动冷却结构的材料配置研究.材料C1和C2的进气道唇口前缘经过60s试验后情况良好;材料Z1的注油支杆经历50s试验后情况良好;将主动冷却燃烧室热分析计算程序应用于冷却面板试验,温度测量值与计算值最大相差55K,表明计算与试验符合较好,计算程序可为主动冷却燃烧室结构材料配置的设计研究提供可信的参考数据.研究所获得的经验和技术可应用于全流道超燃冲压发动机的设计与验证.      

叶轮机械中的多场耦合分析技术

介绍了在叶轮机械设计中使用多物理场耦合进行设计分析的发展状况,对叶轮机械中的多场耦合进行分类,阐述了应用多场耦合进行设计分析的必要性。     

热沉式超燃冲压发动机非稳态热-结构分析

为了评估热沉式超燃冲压发动机非稳态热-结构特性,初步发展了数值模拟方法。将AHL3D计算的超燃发动机三维内流场结果作为输入条件,然后通过参考焓法得到热环境数据,最后将发动机流道的热环境数据和压载数据输入到热/力响应有限元计算程序。通过对地面试验发动机的非稳态热分析计算结果表明,数值模拟方法适用性较好;沿轨道飞行发动机在发动机点火前机体最大温度可达825 K,喷涂绝热涂层能够降低机体温度;发动机机体的应力和位移随着时间的增加而增大。     

基于EMD-CS的脉冲星周期超快速估计

面向X射线脉冲星周期估计的压缩感知（CS）中测量矩阵尺寸大,进而导致计算量大。针对这一问题,提出了一种基于经验模态分解-压缩感知（EMD-CS）的脉冲星周期超快速估计方法。将不同畸变度的脉冲轮廓进行EMD分解,得到一系列固有模态函数（IMF）。由于IMF包含了不同时间尺度的局部特征信号,脉冲轮廓畸变度这一微弱局部特征可体现在某些IMF中。采用迭代剔除法剔除冗余的IMF,剩下的IMF构成了测量矩阵。由于IMF的数量较少,采样率大幅减少。利用EMD-CS可实现X射线脉冲星周期超快速估计。通过计算复杂度分析结果可知,采样率与计算量呈正比关系。仿真结果中表明,EMD-CS的采样率为0.25%,仅为FFT-CS的1/29,因而计算量更小。