地球同步轨道薄膜太阳帆的姿态轨道控制方法

薄膜太阳帆（FSS）是集推进、发电和姿轨控功能于一体化的超大型挠性太阳帆式航天器，通过调整薄膜反射率产生可变推力和力矩，实现其姿态和轨道运动控制。结合薄膜太阳帆在地球同步轨道运行时的受力特性进行了轨道漂移分析。通过建立薄膜太阳帆动力学模型及受力模型，提出了调整帆面角度轨道修正方法以及基于薄膜光压力矩角动量卸载的长期在轨对日定向面内双轴动量轮稳定控制方法。通过系统仿真验证表明所提的轨道修正和对日定向控制方法是合理有效的，可使薄膜太阳帆长期在定点位置维持对日定向。     

热障涂层在涡轮叶片应用中的热防护有效性

建立了含热障涂层的涡轮叶片简化传热模型,通过理论推导建立了热障涂层的有效性判据,并基于此进行了热防护有效性分析。理论分析与数值实验表明:由热障涂层带来的复合传热表面传热系数的变化会显著影响热障涂层的热防护效果；在发动机典型工况下,对于处于高温区的高压涡轮叶片前缘处,热障涂层引起的复合传热表面传热系数变化率最大值的范围为1.25%~10.83%以满足热防护有效性要求。在工程中应特别注意由于热障涂层的应用带来的复合传热表面传热系数的变化,否则会导致热防护失效,甚至产生反效果。      

数字全息测量超高速撞击碎片云实验研究

在中国空气动力研究与发展中心(CARDC)超高速碰撞中心(HIRC)7.6 mm超高速碰撞设备的基础上，搭建纳秒级脉冲激光数字全息系统。提出滤波片和衰减片组合布置，减弱超高速碰撞等离子体自发光、提高信噪比的方法。实验获得了2.25 mm铝球弹丸以4.0 km/s的速度撞击0.5 mm厚铝板形成碎片云的全息图。采用小波变换算法对碎片云全息图进行重建，得到超高速撞击碎片云的三维结构和碎片大小。碎片云的轮廓呈椭球型，分为碎片云的前端、核心和外壳，碎片主要分布在弹丸破碎形成的碎片云核心，存在大碎片，且分布较集中，对后板的损伤也严重     

基于经验模分解的PPP时间比对数据消噪方法

精密单点定位(PPP)时间比对数据会受到观测噪声的影响，因此对时间比对数据进行消噪是一项重要工作。提出一种基于经验模分解(EMD)的PPP时间比对数据消噪方法，并将该方法与Vondrak滤波方法的消噪效果进行对比。结果表明，两种方法的消噪效果相当，均能有效滤除PPP时间比对数据中的随机噪声，明显改善时间比对的稳定度。     

PIP工艺制备SiC晶须增强SiCf/SiC复合材料的性能

以不同界面层厚度的SiC纤维为增强相,采用先驱体浸渍裂解工艺(PIP)制备SiC_f(PyC)/SiC复合材料,并在复合材料基体中引入SiC晶须,对其性能进行研究。结果表明:热解碳(PyC)界面层厚度约为230 nm时,SiC纤维拔出明显,SiC_f/SiC复合材料拉伸强度、弯曲强度和断裂韧度分别达到192.3 MPa、446.9 MPa和11.4 MPa?m^1/2;在SiC_f/SiC复合材料基体中引入SiC晶须后,晶须的拔出、桥连及裂纹偏转等增韧机制增加了裂纹在基体中传递时的能量消耗,使复合材料的断裂韧度和弯曲强度分别提高了22.9%和9.1%。     

基于响应面近似技术的平流层飞艇协同设计优化

针对平流层飞艇多学科设计优化问题,引入协同优化算法,分析基于响应面近似模型的协同优化方法CO/RSA的执行步骤和特点,并介绍响应面近似模型的构建方法;建立平流层飞艇各学科模型,并对学科间耦合关系进行分析;运用建立的气动/推进、结构、能源三个耦合子系统的学科分析模型和系统优化模型,以平流层飞艇总质量最小为优化目标,综合考虑浮重、推阻和能源平衡,采用CO/RSA方法对平流层飞艇进行设计优化.结果表明:所建立的平流层飞艇的MDO模型是合理的,CO/RSA算法应用于飞艇总体设计优化是有效的,研究结果可为平流层飞艇方案论证和方案设计提供参考.     

机载嵌入式系统构件间依赖关系处理方法研究

随着航空电子系统的发展和未来作战需求的变化,机栽系统的设计更偏向于机群间的公共资源统一分配和协同作战能力,能够动态加卸载构件的构件系统可以满足这种需求.在动态加卸载构件的整个周期中,动态依赖关系的分析与建立起着至关重要的作用.通过对现有依赖方案的分析,提出了一种新的依赖分析的方案,解决了使用动态依赖可能导致构件运行时依赖关系不满足的问题.     

飞行载荷设计平台初探

飞行载荷在飞机结构设计中处于设计输入范畴,多变且重要,其准确及快速迭代是现代化飞机设计的重要能力。当下纷繁杂乱的平台工具为设计工作提供了很多选择,但要能够同时满足这两个条件的还是少数。为此,本文以流程为主线,通过输入、输出、工作单元等表现形式对部分平台进行了深度剖析,同时考虑了平台的扩展性能及使用后可能带来的效益进行了预估,认为FlightLoads平台是其中比较优秀的一款,为各类研究机构提供参考。     

基于拟动力学的航空发动机主轴球轴承热弹流润滑分析

以航空发动机主轴球轴承高速高温重载典型工况为算例,基于轴承拟动力学分析,得到滚动体与套圈之间的微接触区运动和受力状态,分别用Hamrock-Dowson(H-D)拟合公式和翟文杰热修正公式计算了最小膜厚(MFT),同时结合热弹流润滑分析得到最小膜厚分布,对比了试验测试、H-D拟合、翟文杰热修正和热弹流润滑分析4种算法的最小膜厚,并根据膜厚比判定了轴承的弹流润滑状态.结果表明:H-D拟合和翟文杰热修正最小膜厚与试验测试结果相差较远,热弹流润滑分析结果与试验数据吻合性较好,误差10%以内;探讨了不同工况下的轴承弹流润滑性能.结果表明:存在径向载荷时,润滑膜整体压力增大,膜厚减小;随着转速增大,压力减小,膜厚增大,但是增大的趋势减缓.      

圆形和矩形燃气射流在受限液体中扩展特性的对比研究

为研究不同喷孔结构的燃气射流在受限液体工质空间的扩展特性,采用VOF(Volume of fluids)模型分别对圆柱形充液室中圆形射流和矩形射流扩展过程进行气水耦合数值求解。考虑了燃气可压缩性、流体粘性和热量交换因素对射流扩展特性的影响。通过数值模拟,获得圆形射流扩展形态及轴向速度计算值,与实验结果吻合较好。在此基础上,进一步对比分析了矩形射流和圆形射流的扩展特性,获得射流场中密度、压力、温度和速度的分布图以及涡的演化过程。计算结果表明:燃气自喷孔喷出,由于出口处压力较大,高温燃气继续膨胀产生膨胀波,膨胀波在气液界面反射形成压缩波,圆形射流的膨胀波和压缩波均比矩形射流强。燃气射流扩展过程中,由于周围液体惯性效应,气液卷吸掺混效应以及膨胀压缩波作用,圆形射流的压力场和温度场分布较矩形射流更加复杂,同时刻的圆形射流轴向扩展速度也比矩形射流小。从速度云图发现矩形射流的速度核心区比圆形射流速度核心区要短;同时从圆形射流和矩形射流不同截面流向速度分布图发现流向速度峰值均发生了偏移,但矩形射流发生偏移的区间更长,偏离距离更远。