Si3N4/TC4活性钎焊连接机理与性能

针对Si_3N_4/TC4复合结构钎焊连接问题,研究了钎料和母材中活性元素Ti对Si_3N_4/TC4接头润湿性、界面结合机制和力学性能的影响。进行了润湿、接头显微组织分析和剪切强度试验,结果表明:活性元素Ti对于钎料在陶瓷表面的润湿起主要作用,Ag-Cu钎料通过TC4母材中Ti元素的长程扩散进入Si_3N_4界面虽然实现润湿,但形成的反应产物并不明显,陶瓷/钎料界面成为断裂薄弱区域。Ag-Cu-Ti钎料中Ti元素在Si_3N_4一侧界面富集形成TiN+Ti_5Si_3反应层,对钎料在陶瓷界面润湿性和接头断裂脆性都具有改善作用,接头剪切强度达到267.3 MPa。     

气动多点供油装置油雾特性研究

为了研究一种部分预蒸发预混合气动多点供油装置的雾化性能,使用燃油收集器和相位多普勒粒子分析仪(PDA),获得了多点供油装置下游的燃油流量分布和索太尔平均直径分布,并使用数值模拟方式获得了供油装置内外流场形态和油气动量比变化趋势,分析了流量与粒径分布的形成原因。结果表明,多点供油装置下游燃油主要集中在分布管后半段,在该位置对应的下游喷雾场内可以保持相对均匀的燃油流量分布;油雾场中雾化较好的区域可近似为一个向外侧倾斜的矩形,雾化索太尔平均直径在20μm左右。多点供油装置内部流线的变化导致分布管上各小孔流量不均,进而使分布管下游油气动量比产生变化,是形成其下游的燃油流量分布和索太尔平均直径分布趋势的最直接原因。     

机载膜空气分离装置分离特性

机栽膜空气分离装置的用途就是提供飞机油箱惰性化技术所需要的富氮气体.本文通过在地面建立惰化系统模拟试验台,对国内某厂生产的膜机载空气分离装置展开了较为系统的理论分析及试验研究.研究结果表明:(1)输入空气压力、输出产品气流量和海拔高度(环境背压)均对膜装置的分离性能有着重要的影响,尤其在低海拔高度下,当输入空气压力较低、而输出产品气流量要求较大时,该影响更为显著;(2)无论在什么海拔高度条件下,环境温度对膜装置分离性能均有一定影响;(3)输入空气温度对膜装置分离性能的影响较小.文章指出:在实际情化系统设计中,需综合考虑输入空气压力、输出产品气流量、海拔高度和温度等因素,采取恰当的流量和浓度变化规律,才能满足飞机油箱在整个飞行时段内的惰化技术要求.     

基于GDE 3算法的红外低轨星座设计

针对红外低轨系统,综合考虑定位精度、空间覆盖以及星座成本等因素,提出了红外低轨星座的设计准则,并定义星座性能的度量指标.然后,引入GDE 3算法用于红外低轨星座设计,该方法基于Pareto最优概念,能够得到多个最优解,适于多目标优化设计.通过星座建模和目标函数设计,进行了仿真实验.最后验证了设计得到的星座在多项性能指标上均优于已有文献中的星座.     

编队卫星相对轨道与姿态一体化耦合控制

采用单个连续小推力推力器以及反作用飞轮作为执行机构的编队卫星相对轨道与姿态耦合控制问题。采用单个连续小推力推力器时,相对轨道控制推力作用时间较长,同时在任意时刻或一段时间内推力矢量不能指向空间任意方向,且其依赖于卫星当前姿态和姿态机动能力;一些编队任务对姿态确定精度有较高要求,为了能够提供较高的姿态测量精度,星敏感器应避免对准太阳,因此姿态动力学的非凸性和非线性使得编队耦合控制问题进一步复杂化。考虑以上约束,采用高斯伪谱法把连续控制问题直接转换成离散形式非线性规划问题。最后以双星编队队形初始化最优控制为例进行数学仿真,结果表明了该方法的有效性和实用性。     

碳/环氧编织复合材料热膨胀特性分析

采用理论与试验相结合的方法,研究了碳/环氧三维编织复合材料的热膨胀特性。通过试验方法获得了不同规格的三维编织复合材料在编织方向的热膨胀系数,并基于均匀化理论建立了编织材料热弹性性能的分析方法,对数值结果与试验值进行了比较。研究表明,三维编织复合材料在编织方向上具有典型的负膨胀特性;与三维四向编织结构复合材料相比,三维五向编织结构复合材料具有较小的负膨胀系数;三维编织复合材料编织方向的负膨胀系数随着纤维体积含量的增大而减小,随着编织角的增大而增大;基于均匀化理论的热弹性数值分析方法可有效地预报三维编织复合材料的等效热膨胀系数,数值计算值与试验结果吻合较好。     

3GPP中TFCI编译码研究

在3GPP（第三代合作项目）协议中,为了提高传输格式组合指示（TFCI）的可靠性,对其采取了基于Reed-Muller码的超码编码。与经典RM编码相比,不但增加了码距,提高了纠错能力,而且可以利用快速哈达玛变换（FHT）提高译码速度。文章对协议中的编译码算法进行了研究,并对其纠错能力进行了仿真。     

水冲压发动机试验水燃比选择方法

 水燃比是水冲压发动机的重要工作参数。水燃比过大易造成内流场温度降低,实际工作中低温可能引起水蒸汽液化和金属/水反应停止,以致降低发动机性能。为减少这类情况的出现,针对两次进水的水冲压发动机,提出了试验总水燃比及一、二次水燃比选择方法。该方法以发动机热力计算的最优理论水燃比为基础,考虑试验过程中实际热损失的影响对其进行了修正。针对不同水燃比的影响,对某型试验水冲压发动机进行了地面直连试验研究,结果显示存在最佳总水燃比及一次水燃比使发动机性能达到最优,同时证明了该水燃比选择方法合理可行。     

先进战斗机超声速巡航过程中的燃油温度变化特性分析

战斗机广泛地使用燃油作为飞机发热部件的热沉,先进战斗机在综合热管理技术的发展基础上,更加充分有效地利用燃油来冷却.用热量平衡方法建立了燃油传热关系数学模型,分析了超声速巡航状态下油箱中的燃油温度随时间的变化.结果表明:战斗机在超声速飞行状况下,影响燃油温度的最主要因素是飞行马赫数和燃油的回流量.应用C软件通过计算仿真来求解油箱内燃油温度.      

Theoretical investigation on water/metal fuel ramjet motor-thermodynamic cycle and thermodynamic calculation

For achieving high-speed requirement of underwater vehicle,a conceptual engine,which utilizes the hydroreactive characteristic of several metals under supercavitation environment,has been put forward. Especially,in order to obtain specific impulse as great as possible,a dual water injection system is taken into account. Then thermodynamic cycle model,which lead the improvement of power plant and energy system,is introduced in detail,and thermal efficiency is also analyzed. Furthermore,for investigating the performance of this kind of engine system,detailed thermodynamic calculation and analysis are achieved. Especially,regarding hydroreactive metal fuel Mg/AP/HTPB as our target fuel-rich propellant,considering its obvious deficient oxygen property and the energy property of magnesium/water reaction,theoretical calculation method is established by integrating chemical non-equilibrium with chemical equilibrium. Accordingly,low limit of primary water/fuel ratio is determined. In addition,the qualitative and quantitative relationship of performance parameters,such as theoretical specific impulse,nozzle exit temperature,characteristic velocity,etc.,versus water/fuel ratio is investigated respectively.