基于自动控制的蒸汽式热压机加热控制系统研究

介绍一种用于多层加热加压聚合生产绝缘材料的热压机加热系统,它具有自动化程度高、高效、节能的特点,将现有的蒸汽式加热系统的温度均匀性控制提高到一个新的台阶。     

吸气式高超声速飞行器非均匀尾喷流试验

在中国空气动力研究与发展中心0.5m高超声速风洞中,开展了非均匀喷流条件下的吸气式高超声速飞行器后体尾喷流/外流干扰测压试验研究。采用非均匀内喷管,模拟飞行器尾喷管非均匀入流,测量了飞行器后体膨胀面及水平翼表面压力,采用高清纹影观测了喷流干扰区域的流场结构,获得了不同工况下非均匀入流对尾部及水平翼表面压力分布的影响规律。试验结果显示尾喷管非均匀入流对飞行器尾部壁面压力分布及流场结构有明显影响,喷管入流的非均匀特征在吸气式高超声速飞行器喷流模拟中不可忽视。非均匀喷流核心区压力分布明显高于均匀喷流时的结果;核心区域外,非均匀喷流的作用面积略小于均匀喷流,且非均匀喷流同外流交叉干扰区域的面积和强度要略小于均匀喷流;均匀喷流在喷管出口区域存在明显的膨胀波系,交叉干扰激波及剪切层的扩张角也大于非均匀入口条件时的结果。     

非恒定增压式微尺度拉瓦尔喷管流动特性

针对微尺度喷流在航天器运动状态切换时出现的非恒定增压变化,采用直接模拟蒙特卡洛(DSMC)方法对阶跃式增压和线性式增压两种模式下的微尺度拉瓦尔喷管流场进行了模拟,并对其变化过程中的流动特性进行了对比分析。结果显示：阶跃式增压会导致流动特性出现较大幅值的峰谷式波动,而线性式增压下的流动特性则呈现出线性变化的特点;黏性力对微尺度喷流的非恒定增压变化产生了重要的黏滞作用,在喉部扩张段至出口的流场中尤为明显;在设定的条件下,阶跃式增压过程中喷流产生的总冲量较线性式增压高59.5%,质量流量高74.7%,单位工质提供的冲量低约8.6%,波动性也高于线性式模型,阶跃式增压适用于系统需要较大推力改变运动状态且推进剂充足的情况,而线性式增压在系统精确微调或需要推进剂产生更高效能时具有明显的优势。     

基于CCFHTLS算法的异步电动机转子故障检测

定子电流经低通滤波器处理后产生高斯有色噪声,限制了异步电机转子故障检测算法的辨识精度。针对该问题,提出一种抑制高斯有色噪声的异步电机故障检测技术。首先对采集到的定子电流进行预处理,利用逆同步旋转变换剔除基波,避免了直接检测时基波对故障辨识精度的影响。然后利用互相关函数(CCF)处理技术对高斯有色噪声的抑制作用,提出基于CCFHTLS算法的电机转子故障诊断技术。针对异步电机转子断条和偏心故障的识别进行试验,结果表明CCFHTLS算法可以有效抑制高斯有色噪声,并保留故障有用信息,显著地提高了故障检测的分辨率。     

微流量测量方法及其技术的发展

归纳了近五年来基于MEMS技术的微流量传感器结构及性能参数。根据国际上热门的研究方法推断微流量测量技术可能的发展方向与研究趋势,即集成两种或两种以上的测量方法,实现优势互补,提高测量精度或扩大量程比。最后基于现有的技术基础,提出了融合科氏效应与差压效应的微流量测量方法,阐述了传感器的工作原理与理论基础,并对其可行性进行了分析与论证。     

超高速撞击下PTFE/Al含能材料薄板的载荷特性分析

不同于传统惰性材料的空间碎片防护结构,含能材料防护结构在超高速撞击下的冲击起爆特性是其防护能力得以提高的根本原因。PTFE/Al含能材料防护结构的冲击起爆特性改变了弹丸强冲击载荷下的破碎机制,弹丸内部的冲击压力对于分析含能材料在超高速撞击下的防护机理具有重要意义。对超高速撞击试验中回收的PTFE/Al防护结构后板进行损伤特性分析,获得了对应速度条件下弹丸的破碎特性。基于一维冲击波理论,分析PTFE/Al靶板在超高速撞击条件下的冲击响应过程,结合考虑化学反应效率的热化学反应模型,获得了弹丸在碰撞与爆炸联合作用下的载荷特性,通过与试验结果对比验证,获得该材料完全反应的临界撞击速度约为1800 m/s,弹丸的临界破碎速度为2875 m/s,小于铝防护结构中对应的临界破碎速度。给出了弹丸在PTFE/Al、铝两种防护结构中产生相同冲击压力时对应的临界速度,分别为弹道段的800 m/s和破碎段的3580 m/s。     

弹片热机械疲劳试验方法研究及设计

针对弹片的热机械疲劳（TMF）试验要求，采用机械设计技术、机电技术、冷却技术、计算机技术和数据采集技术，提出了压力载荷和热载荷的加载方法，建立了2种载荷5个试验件的并联试验控制系统，并设计了弹片热机械疲劳试验器。试验结果表明:该系统能够同时模拟服役环境下弹片的压力载荷和热载荷。利用该试验系统进行了弹片的热机械疲劳试验，试验结果再现了弹片在服役状态下的失效模式。试验系统具有良好的重复度、较高的加载频率和加载精度。压力载荷最大相对误差为2.4%，绝对误差小于0.5N。温度载荷最大相对误差为3.55%，最大绝对误差为3.89℃。      

内孔结构对旋转空化发生器水力特性的影响

空化普遍存在于工业生产、舰船推进、航空航天等领域.使用高速相机对闭式循环试验台的旋转空化发生器内部流动进行试验观测，然后基于RNG k ε湍流模型和Zwart Gerber Belamri空化模型开展了旋转空化发生器流场的数值模拟.结果表明数值模拟结果与试验观测数据吻合较好，验证了本文数值模拟方法的准确性和可靠性.受离心力作用，转子孔内的压力从内径到外径逐渐增大.内孔底部由于轴向旋涡的作用，产生较大旋涡并耗散能量.内孔顶部流体与腔体区主流相互作用，在内孔顶侧产生碰撞并形成较小漩涡.不同内孔结构对旋转空化发生器的空化效果具有重要影响，在相同工况下椭圆形内孔的空化率小于圆锥形和圆柱形，说明型线光滑的内孔结构局部损失小，产生的空化较弱.不同内孔结构下，旋转空化发生器内部压力脉动的主频为转频fi或24fi(对应圆周方向开孔排数)，压力脉动最大幅值出现在进口管侧和出口管侧，主要原因是受动静干涉作用影响.     

Fast spacecraft solar radiation pressure modeling by ray tracing on graphics processing unit

A novel method is presented to evaluate on the graphics processing unit (GPU) the force and torque on a spacecraft due to solar radiation pressure. The method employs efficient ray tracing techniques, developed in the graphics rendering discipline, to resolve spacecraft self-shadowing and reflections at faster than real-time computation speed. The primary algorithmic components of the ray tracing process which contribute to the method’s computational efficiency are described. These components include two-level bounding volume hierarchy acceleration data structures, fast ray to bounding box intersection testing using the slab intersection algorithm and fast triangle intersection testing using the Möller-Trumbore algorithm. Spacecraft material optical properties are represented as a combination of Lambertian diffuse and ideal specular reflections. Both diffuse and specular ray-surface interactions are modeled. The approach is implemented using C++ and OpenCL and executed on a consumer grade GPU. Model validation is presented comparing ray traced force and torque values to the same quantities produce by a faceted analytic model. Numerical results illustrate the impact of self-shadowing on the force and torque calculation, and demonstrate the fast computational speed that is enabled with this implementation.     

回流燃烧室流动特性试验

为了揭示有/无燃烧状态下燃烧室热态和冷态流场的特征和流动特性，针对某型回流燃烧室单头部试验件，使用粒子图像测速仪（PIV），测量燃烧室燃烧状态下不同截面处的热态流场，以及没有燃烧状态下不同截面处的冷态流场，探讨不同总压损失系数对回流燃烧室热态/冷态流场特征及流动特性的影响。研究表明:随着总压损失系数的增大，冷态条件下各截面流场结构基本保持不变，如射流孔穿透深度、射流角度、回流区位置及大小、流线等基本保持一致，但是各位置点速度大小逐渐增大。热态条件下各截面流场随着总压损失系数增大，流场结构也基本保持不变；相同总压损失系数时，热态流场与冷态流场存在差异，燃油喷射与气流的相对运动将会对燃烧室头部的流场结构造成影响，速度较冷态流动时略微增大。