多容腔耦合的瞬态响应实验研究

为了研究多容腔耦合的瞬态响应特性,结合航空发动机空气系统结构特点,搭建了包含容腔、管道、孔等多个元件组成的系统级实验台,并开展了实验研究。同时,引入滞后时间、响应时间和响应时间系数三个评价参数,用于定量分析系统响应过程的快慢和强弱。实验分析了多容腔耦合响应过程的主要影响因素,获得了不同位置气流压力的时间响应曲线以及响应时间。实验结果显示:容积效应对腔压的变化具有明显的延缓作用,并且每个测点的延迟时间不一致,越远离扰动源滞后时间越长;响应时间与扰动压力及转盘转速相关,扰动压力越高压力响应时间越长,旋转流动对气流参数的变化具有延缓作用,在实验工况下转速提高一倍,旋转盘响应时间增加约0.5s,增幅大于10%。     

带凹坑圆孔气膜冷却流动传热特性

利用大涡模拟方法对平板带凹坑气膜孔冷气射流与主流的相互作用展开研究,并结合红外热成像壁温测试和粒子图像测速结果进行实验验证,揭示了凹坑对气膜冷却的强化机理.结果表明:凹坑在气膜孔下游诱发反肾型涡对,将冷气向壁面卷吸,改善了气膜贴壁性;与圆孔气膜冷却相似,凹坑气膜冷却流场也出现马蹄涡、发卡涡等大尺度拟序结构,但与圆孔下游...     

考虑禁飞区规避的空天飞行器分段预测校正再入制导方法

针对空天飞行器再入制导问题，提出一种考虑禁飞区规避的分段预测校正制导方法。在再入段前期采用剩余航程作为目标函数，后期引入预测落点偏差作为目标函数进行制导指令求解，同时确定倾侧角幅值和符号，兼顾了计算效率与终端制导精度。在此基础上，对于再入过程中的禁飞区规避问题，把禁飞区分为两类，增加了通过倾侧角幅值修正策略实现侧向规避制导的逻辑，可适用于无法单独通过倾侧角反转规避禁飞区的情况。最后，通过开展考虑再入初始状态和气动品质不确定性的蒙特卡罗仿真，验证了提出的分段预测校正制导方法可以有效引导空天飞行器规避禁飞区，与单段目标函数预测校正方法相比，具有更高的制导精度。     

地球同步轨道星地量子信道特性研究

为了研究地球同步轨道量子密钥分发过程中星地量子信道特性，项目团队研制了搭载于实践二十卫星的极弱光偏振态分发设备，开展了地球同步轨道卫星与地面间光子偏振态的传输实验。实验时，星载偏振光分发设备根据遥控指令以50MHz频率驱动四个激光器出光，分发|0〉、|π/2〉、|π/4〉和|3π/4〉四种偏振态光子，经过长距离的空间传输后由地面站望远镜接收，最后由超导探测器探测。研究结果表明，地球同步轨道卫星到地面站的光学链路衰减约为100~110 dB，通道误码率约为2%~8%，满足量子密钥分发误码率的安全性要求。     

水下巡检蛇形机器人移动单元结构设计及计算

随着经济蓬勃发展,水生农作物市场的需求量不断增长,水域水质检测行业显得日益重要,但人工水质水域检测效率低下,为此设计一套可以搭载检测传感器的水质检测蛇形机器人,以提高检测效率、降低检测成本、减轻人工劳动力度。为适应水下环境,该机器人具备小巧、灵活、机动性能好、转弯灵活、对复杂水域适应能力强、可检测不同深度水质的特点,在此针对机器人的移动单元结构设计及强度校核等问题进行分析,可为以后解决此类问题提供一种验证手段。     

宇航矢量伺服控制器在SiP中的设计与实现

磁场导向控制FOC（field-oriented control）矢量控制算法在伺服驱动控制系统中一般由CPU或DSP实现，难以满足航天应用中实时性较高场景下的需求。为提高宇航电机系统控制的实时性与可靠性，从FOC矢量控制算法的硬件加速角度出发，详细介绍了伺服控制器的设计，给出了一种全数字、高性能的伺服控制器硬件加速设计方案，并在具有可编程逻辑功能的宇航级SiP6117S芯片上进行了验证。仿真实验表明，相比于前人的设计，通过调整观测数据的量化精度来降低硬件加速过程中的处理延时，能有效改善多级流水延迟并在一定程度上提升算法的实时性。     

不同直径圆球诱导燃烧的振荡机制与频率特性

为了分析不同直径圆球诱导振荡燃烧的规律，并揭示圆球大小在振荡燃烧现象中所发挥的深层次作用，本文采用二维轴对称Euler方程和基元反应模型，对不同直径的圆球在H2/air预混气体中诱导振荡燃烧的现象开展数值模拟研究。研究发现，振荡频率并不是简单地随直径增大而逐渐从高频向低频连续过渡，而是存在两次突变，形成了超高频、高频以及低频三种振荡燃烧模态。在两种模态间过渡时，振荡达到稳定状态前，会存在一段双频耦合的振荡阶段。三种不同振荡燃烧模态的产生是受到了不同振荡机制的作用，而两种模态间过渡时的双频耦合现象则是两种机制相互竞争的结果。     

SiC/CVD SiC复合涂层的抗氧化及抗热震性能研究

为了提高C/SiC复合材料耐高温性能,采用泥浆浸渍裂解与真空化学气相沉积(CVD)在材料表面制备了SiC/CVD SiC复合涂层,通过XRD、SEM分析了涂层组成与结构;研究了复合涂层的高温抗氧化(700～1 500℃)和抗热震性能。结果表明,泥浆浸渍法制备的SiC涂层具有一定的封孔效果,可使材料开孔率下降,但高温抗氧化效果并不佳,1 200℃氧化10 min后材料弯曲强度保留率下降明显仅有86%。CVD SiC涂层结构致密,与SiC封孔涂层结合较好,在700～1 500℃具有较好的抗氧化效果,随着氧化温度的升高,氧化后涂层完好,表面O元素逐渐增加,材料失重率缓慢增加但不大于0.5%,且材料性能并未下降。涂层材料在1 200℃-10 min短时热震5次后材料弯曲强度保留率仍有95%以上,且未出现开裂、剥落等热震损伤。在1 200℃-30 min长时热震10次后,涂层材料基本被完全氧化,材料失去保护作用,弯曲强度下降至90%左右。     

超静超稳卫星碰振动力学建模

针对分离式卫星载荷模块(PM)受到扰动时可能与服务模块(SM)发生碰撞的问题，综合音圈电机反电动势(back-EMF)和柔性线缆动力学的效应，基于牛顿欧拉法建立了分离式卫星(DFP)载荷模块动力学模型。基于Hertz接触理论，推导了分离式卫星碰撞过程中连续接触力模型，并分析了碰撞过程中产生的接触力对载荷模块指向精度和指向稳定度的影响。数值仿真结果表明，碰撞使得载荷模块指向精度和指向稳定度下降5个数量级，碰撞后载荷模块可再次恢复到超静超稳工作状态，恢复时间超过1400 s。本文建立的碰撞模型对研究分离式卫星碰撞规避和碰撞控制具有重要意义。     

整体壳段典型特征高效模块化编程技术

整体壳段为航天产品核心零部件，具有结构复杂、尺寸精度高、材料去除率大、工艺过程复杂、加工周期长等特点。在壳段数控加工过程中，存在编程难度大、重复工作量大、效率低及编程质量与编程人员能力水平密切相关等问题。为了适应高效、高可靠性的任务需求，依托成熟商用CAM软件，通过对整体壳段典型特征的分析，基于UG NX软件平台研究并开发了典型特征自动化编程模块，有效提高了加工程序的质量稳定性，并极大降低了工艺人员的编程操作量，提高了工艺设计效率。