7715D 高温钛合金铌钼含量的连续测定方法

研究与运用氧化亚氮－乙炔火焰原子吸收光谱法连续测定７７１５Ｄ高温钛合金中的铌钼含量。介绍了铌钼的最佳测定条件及呈良好线性范围的浓度，并对干扰因素进行了综合考虑。该方法灵敏度高，干扰小、选择性和重现性好。对样品进行１０次测定的结果表明，相对标准偏差均小于１．５％，标准加入回收率在９７％～１０３％范围内，完全适用于７７１５Ｄ高温钛合金铌钼含量的测定。     

常规高超声速风洞级间动态分离装置设计与应用

对于采用助推级和巡航级串联布局方式的高超声速飞行器,需研制风洞模型级间动态分离装置,对助推级和巡航级级间分离运动过程开展研究。中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所针对某常规高超声速风洞的动态分离装置进行了详细设计与分析,主要包括动态分离支撑结构设计、动态分离支撑与释放装置设计。利用有限元分析方法得到了支撑结构固有频率,评估分析了支撑结构性能。利用视觉测量系统对动态分离支撑与释放装置性能进行了评估,得到了撑开到闭合的运动轨迹及运行时间。在某常规高超声速风洞上开展了风洞模型级间动态分离试验。计算及试验结果表明:支撑结构固有频率、动态分离支撑与释放装置运行时间（78 ms）满足风洞试验需求。针对不同风洞具体情况进行适应性改造,动态分离支撑与释放装置可广泛应用于常规高超声速风洞模型级间动态分离试验。     

改进YOLOv4的表面缺陷检测算法

为解决航空发动机部件表面缺陷检测精度低、检测速度慢的问题,提出一种改进的YOLOv4算法进行智能检测。在路径聚合网络（PANet）结构中融合浅层特征与深层特征,增大特征检测尺度,同时去除自下而上的路径增强结构,提高小目标检测精度和整体检测速度;根据各类缺陷数量不同的情况,优化聚焦损失中的平衡参数,增加权重因子调节各类缺陷的损失权重,将改进后的聚焦损失代替分类误差中的交叉熵损失函数,降低样本不平衡和难易样本对检测精度的影响。实验表明：相比于原始YOLOv4算法,改进后的YOLOv4算法在测试集上的平均精度均值（mAP）为90.10%,提高了2.17%;检测速度为24.82 fps,提高了1.58 fps,检测精度也高于单发多框检测（SSD）算法、EfficientDet算法、YOLOv3算法和YOLOv4-Tiny算法。     

基于预报偏差的LEO航天器轨道异常检测

针对由轨道控制、大气环境、碰撞等因素造成的低轨(LEO)航天器轨道突变问题,提出了一种基于预报偏差的轨道异常检测方法。选择LEO轨道的半长轴和倾角作为特征轨道参数,利用SGP4模型长期项对目标的两行轨道要素(TLE)进行预报得到特征轨道参数的预报值,通过对特征轨道参数的编目数据和预报数据进行平滑后求差得到预报偏差序列,基于马氏距离对预报偏差数据的两个分量进行联合异常检测。对Terra卫星2010年的机动事件分析结果同NASA发布的其机动历史相吻合,表明该方法可以有效地检测航天器轨道异常的次数、时间和类型,可应用于空间目标的监视与空间态势的感知。     

圆柱形声腔内衬三聚氰胺泡沫降噪方法

针对运载火箭整流罩内高强度的噪声问题,采用圆柱声腔内衬理论、有限元仿真和声学试验研究了三聚氰胺泡沫材料的中低频（100~400Hz）降噪特性。将三聚氰胺泡沫内衬等效为阻抗边界,给出了圆柱声腔简正频率的修正公式。测试了20mm、30mm、40mm厚三聚氰胺泡沫的流阻和吸声系数,通过虚拟阻抗管仿真校验了三聚氰胺泡沫的声学参数、给出了表面声阻抗率。对比了内衬理论、阻抗边界仿真、实体仿真的简正频率。建立了运载火箭整流罩圆柱段缩比模型的噪声试验平台,对空桶和敷设三种厚度三聚氰胺泡沫等四种工况进行了仿真分析和噪声试验,对比了不同厚度三聚氰胺泡沫的降噪效果。结果表明圆柱声腔内衬三聚氰胺泡沫后简正频率减小,且减小量与三聚氰胺泡沫衬里的厚度成正比;三聚氰胺泡沫衬里在中低频段仍能达到约4~8dB的降噪效果。     

飞机装配自主移动式自动制孔系统机构设计

分析了飞机装配自主移动式自动制孔系统机构的功能要求,设计了一种双框八腿真空吸附式自主移动机构。并采用虚位移法对该机构进行了法向调姿自由度分析,分析结果表明该机构符合法向调姿时Z向进给,A、B角转动3个自由度的设计要求。     

航空发动机多变量神经网络自适应控制仿真研究

针对航空发动机是一个具有强非线性、时变不确定性的被控对象,提出了一种基于RBF网络的航空发动机多变量神经网络自适应控制方法,该方法采用RBF网络对发动机非线性模型进行实时辨识,并将系统的灵敏度信息反馈给神经网络控制器,保证了控制器对被控对象的准确控制.通过某涡扇发动机在飞行包线内的数字仿真,结果表明该方法不依赖被控对象的精确模型,有效地实现了对发动机的多变量自适应控制,而且具有较好的动静态性能.     

基于三维非结构混合网格的离散伴随优化方法

伴随优化方法在优化过程中不受设计变量个数的限制,有巨大的工程应用前景。基于非结构混合网格技术,采用雷诺平均Navier-Stokes方程、离散伴随优化方法以及自由形面变形（FFD）技术,建立了飞行器气动外形优化设计系统。离散伴随方程采用公式推导的方法直接获取,并运用LU-SGS迭代求解。通过与差分结果进行比较的方式,对通量的雅可比矩阵和目标函数敏感导数开展了确认,并对文中黏性通量项、限制器以及湍流黏性系数的近似处理方法做了分析对比,验证了近似处理方法的合理性和可行性。采用建立的优化系统,完成了ONERA M6机翼在跨声速条件下的减阻优化,并比较了有无容积约束下优化结果的差别。模拟验证结果表明,建立的飞行器气动外形优化设计系统具有较高的可靠性和有效性,可以用于三维飞行器外形的减阻优化。     

脉冲推力轨道拦截可达性描述及求解方法

针对航天器单脉冲轨道拦截可达性分析问题,基于共面变轨、逆轨拦截假设,考虑能量、时间和交会角约束,提出了拦截航天器可拦截区和可发射区的概念。在航天器单脉冲空间可达范围的基础上,进一步考虑了目标轨道的约束,建立了目标轨道命中区的计算策略,对异面轨道交叉点为燃料最省点做出了解释。把拦截可达性相关的问题归纳为8个基本拦截问题,通过这8个问题的组合,描述了考虑能量、时间和交会角约束下拦截问题的可拦截区和可发射区的计算方法。采用圆轨道共面变轨、逆轨拦截场景进行了仿真验证,结果表明该方法能够快速有效地计算出约束条件下航天器的拦截可达范围,能够用于分析特定任务情况下的拦截可达性。