基于能量法的跨声速风扇叶片气弹稳定性研究

基于能量法原理,采用弱耦合的方法对跨声速风扇叶片进行气弹稳定性分析;采用3维线性插值算法编程实现CSD/CFD数据交换。利用有限元法计算叶片的模态振型和固有振动频率;应用FLUENT动网格技术,对NASA R 67风扇叶片在不同模态振动下的非定常流场进行数值模拟,给出在前3阶模态振动下叶片表面的周期累积气动功和气动阻尼,并探讨了激波对跨声速风扇叶片气弹稳定性的影响。     

防空导弹任务规划与协同控制技术研究

针对防空导弹拦截群目标的任务需求，提出了多弹协同作战框架。考虑到实际拦截过程中弹目相对速度和角度较大的问题，建立了导弹拦截目标的能力预测模型，以确保分配结果处于导弹攻击能力范围内，并采用了改进的粒子群优化算法进行任务分配。然后为了兼顾协同制导和命中精度的要求，基于弹道成型和偏置比例导引的思想，结合一致性理论，设计了多弹时间/角度协同制导律。最后通过4枚导弹拦截3个目标的典型场景仿真，证明了方案的有效性。     

碳化硅反射镜柔带磨削方案设计与验证

碳化硅材料比刚度高、导热性好、热稳定性好,是一种优良的反射镜材料,在空间光学遥感器是有着广泛的使用。同时,它具有硬度高、脆性大的特点,给反射镜加工带来困难,且加工周期长。本文比较了碳化硅材料不同加工技术的优缺点,选择了机器人柔性砂带磨削技术作为研究对象。针对某1550mm直径碳化硅反射镜坯加强筋的去除要求,设计了一套新型机器人柔带磨削系统,利用有限元方法对加工中的镜体应力进行了分析,并完成了某镜坯加强筋的去除,残余筋高度0.5mm～1mm。反射镜镜坯在完成镜面精磨、镀膜等处理后,利用干涉仪测试面形RMS 为0.0157λ（λ=632.8 nm）,满足使用需求。遥感器于2020年发射,反射镜在轨运行表现良好。     

用于卫星入轨段测控的箭载天基测控中继系统

为满足卫星入轨段关键遥测参数下传和遥控指令上传的需求,设计了一种用于卫星入轨段测控的中继系统,方案主要基于火箭现成天基测控终端和卫星现成测控设备。介绍了中继系统的组成、工作原理和工作流程,研究了天基测控相控阵天线波束指向算法,设计了一种卫星遥测、遥控信号中继功能的地面测试系统。该箭载中继系统在快舟一号甲火箭上完成了两次飞行试验验证,两次飞行试验中继转发的卫星遥测数据完整,箭载卫星通信终端接收用户卫星遥测数据的载噪比大于20dB;地面测控中心接收天基遥测返向信号比特信噪比相对接收门限有3dB以上的余量。试验表明,该箭载天基测控中继系统通信链路余量充足,工作可靠,相比通过地面测控资源保障或卫星自身使用天基测控可节省一半以上成本。     

深空合作目标高概率捕获复合扫描策略研究

针对深空目标长距离星间激光通信时间滞后大、光轴抖动明显、不确定区域大的问题,设计了一种基于两级执行机构的抗抖动高概率捕获复合扫描策略。将目标位置不确定区域划分为等大正方形子区域,在子区域内采用光栅扫描,通过快摆镜实现;在子区域间按照光栅螺旋扫描顺序覆盖,通过伺服转台实现子区域间的跳转。然后在考虑光轴抖动的情况下基于遗传算法对子区域大小、扫描光斑重叠大小进行了优化,得到了参数优化后的扫描方案,并通过仿真进行了验证。1000次蒙特卡洛打靶结果表明,在目标位置不确定区域3.6mrad、激光束散角0.1mrad、光轴抖动标准差5μrad的情况下,优化后的扫描方案对目标的捕获概率为99.2%,对不确定区域的扫描时间为41.34s,扫描到目标的平均扫描时间为9.62s。     

经济型月球探测器精确定点软着陆制导算法

针对未来经济型月球探测器精确定点软着陆问题,考虑发动机特性及终端状态约束,对主减速段制导算法进行了研究。首先考虑到未来月球通信网络的建立和资源的利用,提出了一种探测器在环月极轨道运行时的月面着陆点全覆盖环月调相策略。然后在北东地坐标系下建立软着陆主减速段的质心动力学模型,依据动力学模型将探测器的运动分为纵向平面运动和横向运动并分别设计在线闭环制导律。纵向平面运动采用改进显式制导算法,并基于有限推力思想和主减速段误差传播特性设计了满足终端航向位置约束的点火角修正策略;对于横向运动控制,首先基于ZEM/ZEV最优反馈制导律给出横向制导指令,然后采用PWPF将连续形式的制导指令调制为脉冲形式。仿真结果表明了该制导律能够满足所有终端状态约束,具有燃耗次优性、自主性、实时性和一定的鲁棒性,同时易于工程实现。     

C/SiC材料在模拟空天往返条件下的可重复使用性能评估

针对飞行器空天往返、多次使用的发展需求,以2D C/SiC材料为对象,选择开放大气模拟环境、800 ℃温度条件开展了常/高温拉伸试验、以及常温→高温→降温循环变化历程下拉-拉疲劳的耦合试验,得到不同的力学性能规律,分析了影响材料表面涂层完整性的控制因素及转化点。表明C/SiC材料具有优良的高温静态持续强度性能,但在常-高温循环变化历程下的疲劳性能明显衰减。采用剩余刚度衰减模型,提出了力-热-氧耦合时考虑常-高温循环历程影响因素、以及氧化尺寸效应影响的疲劳剩余性能评估方法。     

Investigation on Thermal and Dimensional Stability of Epoxy Resin In-Situ Modified by Cyanate Ester Resin and Polydimethylsiloxane

The thermal and dimensional stability of epoxy resin (EP) in-situ modified by cyanate ester (CE) and polydimethylsiloxane (PDMS) are investigated by means of experiments and numerical simulation. Thermal gravimetric analysis (TGA) and differential scanning calorimeter (DSC) are used to analyze the heat resistance of the modified EP. The dimensional stability is characterized by the volume shrinkage of the series PDMS/CE/EP obtained by the density method. The chemical structure of the PDMS/CE/EP is analyzed by Fourier transform infrared spectroscopy (FTIR). The results of TGA and DSC indicate that the thermal stability of PDMS/CE/EP decreases firstly and then increases with the increase in the amount of CE. The addition of PDMS shows a slight effect on the thermal stability. The 40% CE makes the blending system exhibit the lowest initial decomposition temperature, which reduces by 15.5% and 40.8% compared with pure EP and CE, respectively. The FTIR results suggested that the influence of CE on the thermal stability of the modified EP is mainly ascribed to the generation of oxazolidinone ring with low thermal stability and the increase in the triazine ring with high thermal stability. The volume shrinkage measurement results show that the introduction of CE and PDMS are both beneficial to the improvement of the dimensional stability of the blending systems. The in-situ addition of 80% CE shows the lowest volume shrinkage of 6.11%. The thermal stress distribution of PDMS/CE/EP generated during the solidification process is simulated by the finite element analysis. The results suggested that the introduction of 80% CE into EP results in the lowest thermal stress in the blending system, which indicates that the system has the lowest volume shrinkage, which agrees well with the experimental results.     

电磁铆接技术在大飞机制造中的应用初探

 电磁铆接是一种新型连接工艺,本文介绍了电磁铆接技术的特点及其发展。针对大飞机制造的技术需求,分析了电磁铆接技术在大飞机研制中的作用,重点介绍了电磁铆接技术在干涉配合铆接、复合材料结构铆接、干涉配合紧固件安装等方面的应用。实验研究表明电磁铆接形成的干涉量均匀,能够提高结构疲劳寿命,可以安装大干涉量干涉配合紧固件,对复合材料结构铆接可以减少安装损伤。分析了为满足大飞机研制的需要,中国下一阶段在电磁铆接技术方面要进行的工作。     

飞机日历寿命试验的介质成分确定和加速方法

 针对飞机使用环境,研究了飞机日历寿命试验中的腐蚀介质成分确定方法和加速方法。进行了5 ℃,25 ℃,50 ℃这3种温度和4种介质浓度下的30CrMnSiA结构钢和LY12CZ铝合金两种金属的纯腐蚀和腐蚀疲劳试验研究。得到的试验曲线表明,它们的腐蚀动力学规律都近似遵循线性关系,每条曲线的腐蚀速度也基本保持不变。从而认为,飞机日历寿命试验介质成分最好选用飞机所在机场使用环境的各腐蚀介质成分,加速腐蚀试验的最好方法,就是在此机场的各介质成分上加权,加权越高,加速越快。这个结论得到了试验验证。