TA3多层板及TA3+TC4真空扩散焊

介绍了TA3多层板及TA3+TC4真空扩散焊工艺,并进行了接头质量分析。结果表明,高的焊接温度造成了晶粒的长大。加压不均匀容易造成结合界面上孔洞收缩不彻底,而留有晶内微孔。TA3+TC4属于软硬结合,有利于界面孔洞的消失,但应注重焊前表面清理;以去除表面致密的氧化膜TiO2,避免接头氧化膜夹渣的产生。     

基于非线性观测器的一种偏置动量卫星姿态控制方法

研究一类交叉转动惯量较大的偏置动量卫星的姿态控制问题.根据卫星质量分布的特点进行适当简化,建立非线性动力学模型,并基于该模型设计一种非线性偏航观测器.利用该观测器的观测信息进行卫星的姿态控制.整个系统采用动量轮和反作用飞轮作为执行机构,同时卫星三轴均配置磁力矩器为动量轮和反作用飞轮卸载.数值仿真结果表明,在传统的控制方法中,惯量积的存在导致系统控制精度降低和偏航角稳态误差较大,文中提出的控制方案可以很好地完成这类卫星的姿态控制任务.     

一级时效对DD3单晶高温合金蠕变性能的作用

根据DD3合金的热分析和相分析结果,设计了以增大.γ'平均尺寸、改善γ'尺寸分布和提高析出相含量为目的的时效和固溶处理制度,进行了提高DD3单晶高温合金蠕变性能的热处理工艺研究.结果表明,增加一级高温时效处理可使γ'相尺寸明显增大;高温时效温度高于1080℃时,γ'相过分长大;1060℃/4h时效处理后,γ'相组织最优;配合在1265℃/4h的固溶处理,γ'相含量得到提高的同时,合金蠕变、拉伸性能优异.组织与性能研究证明,加入一级高温时效处理的新工艺可使DD3合金组织得到明显优化,760～1038℃范围内的蠕变性能获得显著提高.根据该结果,新的热处理工艺确定为:1265℃/4h,AC+1060℃/4h,Ac+870℃/32h.     

进气导向叶片作动筒原理及常见故障

进气导向叶片(IGV)作动筒是APU系统的关键组件,本文分析了进气导向叶片作动筒的原理及常见故障,并详细剖析了两种常见故障代码,为进气导向叶片作动筒的部件维修和航线排故提供技术指引。     

主发燃调和APU燃调的共性及差异性分析

燃调是发动机关键部件,涉及燃油、滑油、气动等多个系统,机电结合,结构复杂,是部件维修的重点和难点。本文通过对主发燃调和APU燃调进行类比分析,寻找它们之间的共性和差异,深入剖析燃调的原理和构造,为燃调部件的维修提供技术指导。     

导弹侵切角测量方法研究CSCD

针对导弹攻击目标时的侵切角测量问题,提出采用2台高速摄像机近距离凝视交会测量导弹中轴线上特征点位置,结合在试验前通过精密测量目标被攻击平面特征点方法建立的平面方程,分析计算侵切角。仿真结果表明:在高速摄像机测角精度优于13.4″的情况下,测量精度优于1°。该方法技术实现容易,对导弹攻击陆上目标试验时的侵切角测量,具有一定的参考价值。     

高超声速风洞真空系统临界压力比实验研究

临界压力是暂冲式高超声速风洞实验段流场破坏时真空罐中的压力值，临界压力比影响Ma10以上大型高超声速风洞真空系统的设计。在Φ0.3m高超声速低密度风洞中进行了Ma10以上喷管的实验，测量了风洞实验段静压、流场的皮托压力、扩压器内表面前后压力、真空罐压力等参数，了解了各部位流场随真空罐压力升高的变化过程，获得了现有风洞Ma10、Ma12和Ma16各自的流场维持所需临界压力比分别为0.34、0.35和0.5。采用FASTRAN软件模拟了风洞流场建立到破坏的非定常过程，计算结果与实验结果较为一致。临界压力比的获得为类似大型高超声速风洞真空系统设计提供了关键基础数据。     

基于导航信号模拟器的采集回放测试方法研究

随着卫星导航产业的迅猛发展,导航终端测试技术越来越得到重视。传统的室内模拟测试和实际信号测试各有优缺点,因而产生了采集回放测试,通过采集存储实际卫星导航信号,并在实验室环境下进行回放,能够有效完成卫星导航终端的实际使用性能测试。基于导航信号模拟器,对采集回放系统做了介绍。选用国产多模接收机为参考标准接收机,以静态场景为例,从终端测试结果角度,分析了终端采集回放定位精度,对基于导航信号模拟器的采集回放测试方法进行了研究。     

创新资本、经济危机与产业演进

产业演进表现为朝阳产业对夕阳产业的不断替代,当夕阳产业利润率日益趋薄,资本积累呈现出垄断、虚拟、全球化和创新四种模式趋势,其中,前三种不包含产业升级,最终将导致经济危机,只有创新模式能够带来产业升级,引领经济走出危机。在危机中,必须调整产业结构,培育朝阳产业,同时,在人才、资金等方面为创新资本的运作创造良好条件。     

无尾布局翼型的DISC设计研究

采用DISC方法耦合N-S方程求解程序研究了无尾布局翼型的设计。通过NLF1015,RAE2822翼型的反设计表明,该方法可用于亚、跨声速翼型设计,具有简单、计算量小的优点。完成了翼型改进和新翼型设计,对某BWB飞机内翼段翼型进行了改进设计,采用人工干预对现有翼型压力分布进行局部修正,达到快速削弱激波、改善翼型气动性能的目的;针对小展弦比翼身融合布局内翼段新翼型设计,采用基于多目标多约束压力分布优化的设计思想,得到满足气动和几何约束的目标压力分布。设计结果表明,数值优化目标压力分布方法较易满足总体与气动的设计目标和约束。