模拟过载对猕猴眼压及视神经的影响

针对航天返回段过载环境可能对眼造成不利影响的问题,研究模拟过载对猕猴眼压及视神经的影响。12只猕猴分为A组和B组,每组6只。采用离心机模拟嫦娥号、阿波罗号过载曲线,A组以卧姿、B组以躺姿分别进行13 G和15 G重力模拟过载,2次过载暴露间隔24 h。于13 G过载前(基线)、13 G过载后、15 G过载前、后应用iCare手持式回弹眼压计测量眼压、离体UBM观察房角结构、HE染色观察小梁网及视神经改变。结果显示：与基线眼压相比,A组和B组13 G、15 G过载后眼压均下降(P<0.001,P<0.05),B组降低幅度小于A组;13 G与15 G过载后两组之间眼压降低幅度均有统计学意义(P<0.05)。B组有1只猕猴双眼出现眼压异常升高伴睫状充血等急性高眼压症状,离体UBM未观察到前房变浅及房角狭窄等异常,HE染色未发现小梁网异常;短暂眼压升高未发现视神经形态有明显异常变化。过载可能导致个别眼压异常升高,短暂过载对猕猴视神经未发现明显影响。     

中长期飞行对人体超重耐力影响及防护技术研究

为探讨中长期空间飞行(30 d以上)后飞船应急返回对机体超重耐力的影响及防护技术,首先选用42只健康雄性成年猕猴,随机分为4组,进行中长期模拟失重再超重的病理生理影响及其机理研究;之后选22名健康被试者,随机平均分为2组,分别穿着绳索拉紧式和充气式抗荷服,测定各自选定的高低2种压力制度时的下体负压耐力;最后选8名健康志愿者,测试在不穿抗荷服、穿着绳索拉紧式和充气式抗荷服三种状态下承受超重过载时的生理反应。实验表明,高+Gx作用,使猕猴脏器出现病理性损伤,相同G值猕猴头低位卧床后再超重组引起的病理损伤要比单纯超重组严重;绳索拉紧式抗荷服和充气式抗荷服可以提高人体下体负压耐力和超重耐力。     

精确轨道航天器的姿态机动策略选择

航天器姿态控制一直是地面飞控的核心,尤其对于有精确轨道控制要求的航天器,姿态控制的策略选择直接关系任务成败。探月三期月地高速再入返回任务对再入角有着严格要求,为了实现返回器高精度再入,在系统介绍服务舱的姿态控制模式、控制方法和控制流程的基础上,提出了利用修改相平面参数和轮控调姿,以建立轨控姿态,从而减少姿控喷气,并提高轨控精度的方法。飞行结果表明,中途修正的控制精度从最初的分米量级提高至0.009m/s。高精度轨道控制使得提前32h再入角控制精度达到0.024°,较设计指标提高1个数量级。文中提及的轮控调姿方法可作为未来深空探测任务姿态控制的设计参考。     

着水初始条件对水陆两栖飞机着水性能的影响

针对着水初始条件对水陆两栖飞机静水面降落性能影响的问题,使用非定常雷诺平均Navier-Stokes方程和标准k-ω两方程模型求解非定常流场,耦合流体体积模型捕捉自由液面,结合改进的流场域网格划分策略,并借助任意拉格朗日欧拉方法处理机体、网格和水气交界面三者关系。基于上述方法,探讨初始姿态角、下降速度和前飞速度对着水性能的影响,其中驾驶舱与重心位置加速度、气动力与水动力、俯仰角与吃水深度等参数变化被考虑在内,逐步得到最优着水初始条件。结果表明：增大初始姿态角有利于减缓飞机各位置除初次触水过载峰值外过载峰值的变化。当飞机俯仰力矩出现极值时,驾驶舱垂向过载显著大于其他方向和位置过载。减小初始下降速度,各加速度值也随之减小,值得注意的是重心垂向加速度值与初始垂向下降速度平方值存在线性变化关系。着水前飞速度的选取应使得气动升力略大于重力,飞机才能获得更佳的着水性能。     

高压氧预处理对加速度耐力不良飞行员下体负压耐力的影响

针对飞行员存在加速度耐力不良的问题,探讨高压氧预处理(HBOP)对提高加速度耐力不良飞行员下体负压耐力的影响。30名加速度耐力不良飞行员作为受试者,进行多人高压氧舱3次吸氧暴露,分别于HBOP前、后测量其下体负压耐力、离心机加速度耐力、血压、心率、乳酸、氢离子浓度、二氧化碳分压、氧分压及促肾上腺皮质激素指标。与HBOP前相比,HBOP后累积应激指数增加(P<0.05),即下体负压耐力提高;对受试者进行离心机复查,4.0 G/10 s通过率达到93.3%;HBOP后舒张压升高、心率减慢,乳酸、氢离子浓度、二氧化碳分压较HBOP前降低,氧分压较HBOP前升高,且变化均具有显著性(P<0.05)。HBOP能够提高加速度耐力不良飞行员的下体负压耐力和离心机加速度耐力。     

基于ADRC迭代学习控制的四旋翼无人机姿态控制

针对农用无人机超低空表型遥感和喷药精准悬停易受地效扰动问题，提出了一种自适应ADRC姿态控制器。首先设计了基于ADRC的姿态控制器，结合四旋翼无人机平台在0.9~1.1、1.1~1.3、1.4~1.6、2.0~2.4、2.5~2.9、3.3~3.6 m/s侧向水平风、0.9~1.1 m/s （11°）、1.1~1.3 m/s （13°）、1.4~1.6 m/s （18°）、1.8~2.0 m/s （18°）、2.1~2.5 m/s （18°）前俯向风和侧俯向风下进行干扰的预测和控制量的补偿实验。实验结果显示使用ADRC姿态控制器后无人机抗风性能有较大提升。然而在存在初始误差时，ADRC固定带宽无法满足要求，进一步设计了自适应ADRC姿态控制器（ILC-ADRC）。通过迭代学习控制在线优化自抗扰控制器带宽，实现了不同增益观测器的自适应整定。实验结合四旋翼无人机平台分别进行了机头实际方向与期望方向偏离55°、90°、180°，水平风速1.1~1.3、1.4~1.6、2.0~2.4、2.5~2.9 m/s下使用ADRC和ILC-ADRC的对比。实验结果显示采用ILC-ADRC姿态控制器，在150次控制周期内，偏航角误差均在-15°~15°之间，满足四旋翼无人机偏航角控制精度要求，同时调节时间分别缩短了40%，16.67%，12.5%，53.33%，10.34%，13.95%，27.27%，58.66%，11.86%。     

氰酸酯/线性酚醛/环氧树脂三元体系的研究

 在氰酸酯树脂/ 环氧树脂体系中引入了线性酚醛树脂,得到氰酸酯树脂/ 环氧树脂/ 线性酚醛树脂三元共聚体系。采用差示扫描量热法(DSC) 研究了三元共聚体系的反应动力学,根据Kissinger 方程和Ozawa 方程得到体系的表观活化能( Ea) :62. 94kJ / mol,确定了体系的反应速率常数K。比较了纯氰酸酯树脂、氰酸酯/ 环氧树脂体系和三元树脂体系玻璃布层压板的力学性能、介电性能以及吸湿率。结果表明,线性酚醛树脂用量为15wt %的三元体系复合材料的弯曲强度和层间剪切强度分别比氰酸酯/ 环氧树脂体系复合材料提高了6 %和15 %,介电损耗和吸水率分别降低了33 %和8 %。     

光学加工射频离子源的去除函数与稳定性研究

在研究了射频离子源的结构、工作原理和性能的基础上,进行了光学镜面抛光离子束的去除效率与稳定性测试。实验结果表明射频离子源去除函数的形状为回转高斯形,利用Φ15mm的栅网,在靶距为30mm、离子能量900eV时,去除函数的峰值去除率为194nm/min,体积去除率为19.2×10-3mm3/min,半峰全宽值为9.2mm;并且去除函数的峰值去除率与体积去除率的变化均在3%以内,半峰全宽值的变化在1.7%以内。因此,射频离子源具有光学镜面抛光加工所需的去除效率,而且射频离子源具有好的稳定性,具备光学加工的潜能。     

大飞机典型货舱下部结构冲击试验及数值模拟

针对大飞机全尺寸三框两段货舱地板下部结构，分别进行3.95 m/s和5.53 m/s的落重冲击试验，对比分析其变形模式和冲击响应特性。建立货舱地板下部结构有限元模型，通过仿真结果与试验结果的相关性分析来验证有限元模型，并进一步分析不同冲击速度对货舱地板下部结构变形模式和冲击响应特性的影响。结果表明：在3.95 m/s冲击下，中间支撑件与机身框连接区域铆钉未发生失效，在5.53 m/s冲击下，中间支撑件与机身框连接区域铆钉发生失效，且最终压缩位移量增大221.0%,最大加速度峰值降低19.9%,最大冲击力峰值降低2.9%。有限元模型能够很好地复现冲击试验过程，准确模拟机身框、中间支撑件及C型支撑件等变形情况，捕捉到中间支撑件与机身框连接区域的铆钉失效情况，在3.95 m/s和5.53 m/s冲击下，仿真与试验获得的最大加速度峰值偏差分别为4%和11.4%。中间支撑件与机身框连接铆钉在4.0～4.5 m/s的速度区间内发生失效，导致货舱地板下部结构整体压缩量迅速增大，中间支撑件吸能占比下降，机身框吸能占比上升。撞击区域铆钉失效对货舱地板下部结构变形模式、冲击响应和吸能特性有显著影响，研究成...     

在轨冷气推进系统泄漏估计

针对近地卫星长期管理与测控中冷气推进系统的泄漏问题,在轨道动力学数据基础上分析光照角漂移与半长轴衰减变化,利用气态方程对推进剂的泄漏率进行估计,进而对剩余推进剂进行预测,并对冷气泄漏造成的姿态扰动进行估计,同时在公式推导基础上对泄漏率估计进行计算误差分析,结合实际在轨的压力、温度等遥测数据进行检验。结果表明,在压力接近13MPa的初始条件之下,冷气推进系统的工质泄漏率在入轨的约前5y的时间里大致在150~450Pa·cm~3·s~(-1)之间振荡变化,在之后的时间里渐趋于275Pa·cm~3·s~(-1)稳定,与之对应的稳定的氮气质量泄漏率约为3.4μg/s;在轨10y时,推进剂质量的剩余率大于85%,预测入轨30y后的剩余率仍然优于60%;姿态角、磁力矩器电流、动量轮转速等数据表明冷气泄漏对卫星姿态扰动很小,可忽略不计。估计与预测结果可应用于在轨航天器长期管理与遥测诊断辅助、器件健康状态评估。     

主/引定时对船用天然气/柴油双燃料发动机燃烧排放的影响

为进一步掌握主燃料天然气的喷射定时(主定时)以及引燃柴油的喷射定时(引定时)对缸内直喷船用双燃料发动机燃烧排放特性的影响规律,按推进特性在25%,50%,75%,100%负荷下进行了纯燃油模式试验,获得了发动机运行及排放数据,并通过有限容积法耦合半隐式法分别就不同主/引定时对发动机燃烧过程、缸内湍流强度以及排放产物的影响进行了数值模拟。结果显示,试验测量的压力及排放数据与对应的数值模拟结果较为一致。主定时比引定时对船用双燃料发动机燃烧排放影响程度更大。主/引定时提前都会引起缸内湍流动能峰值降低,缸内最高爆发压力和最大温度增加。NO排放量随主/引定时每提前2°CA分别上升15.4%和3.5%,而CH4排放量随主定时每提前2°CA降低7.6%,随引定时每提前2°CA升高4.6%。     

一种高转速小排量伺服电机泵性能研究

伺服电机泵是电静压伺服机构能源转换、传动和控制装置,对整机性能有决定性影响。提出了一种高转速小排量伺服电机泵设计方案,转速最高达20 000 r/min,运用Ansoft、Pumplinx及AMEsim软件进行磁、流及综合性能仿真,分别获得伺服电机最大工况点仿真数据、不同转速下泵转子组件摩擦搅油损耗及最大工况点AMEsim系统仿真数据。搭建试验系统,完成不同工况下的性能测试,得出不同转速空载及15 000 r/min下不同压力负载试验数据,并分析了影响性能的主要因素。结果表明：该种伺服电机泵能够较好地满足瞬时高过载等应用要求,对于高速及高压等高工况,摩擦和搅油损失及高速电机铁芯损耗是影响性能的主要因素,提出了结构优化和改进方向。     

基于ST-EKF与滤波增益约束的加速度计微g级标定

提高加速度计组件的标定精度是实现高精度导航、高精度测姿的重要途径.针对加速度计组件通过线性误差模型标定后难以达到微g级精度的情况,建立了包含二次项误差和振摆误差在内的加速度计组件误差模型,并提出了一种基于状态变换Kalman滤波与滤波增益约束的系统级标定算法.该算法借鉴Schmidt-Kalman滤波器与可观测性约束Kalman滤波器原理,可减小滤波状态协方差矩阵计算误差和滤波增益计算误差,从而提高弱可观误差状态的估计精度.与传统系统级标定算法的对比实验表明,所提出的新算法能够更加精确估计出包含二次项误差与振摆误差在内的加速计组件的各项误差,新算法使在大水平姿态倾角下的重力模值测量残差的均方差从线性误差模型的24.12μg、线性/二次项误差模型的13.38μg减少到6.71μg.4500s大水平姿态变化下的纯惯导实验结果表明:与仅用线性误差模型的系统级标定结果相比,系统级标定新算法使惯导系统的东向、北向导航最大位置误差分别从192.40m、96.72m减小到74.64m、65.44m.所提出的系统级标定新算法具备更好的标定精度,从而使得导航精度得到提高.     

前缘侵蚀对风扇转子叶片气动特性的影响机理

以某小型大涵道比涡扇发动机风扇转子作为研究目标,数值模拟了航空发动机风扇转子叶片在航线运行过程中受到侵蚀效应后的气动特性衰变情况,为后续的精细化维修奠定理论基础。风扇转子叶片侵蚀后,叶片前缘将逐步蜕变为钝头叶型并且伴随有明显的表面粗糙度。为了简化研究,假设侵蚀后的转子叶片前缘粗糙度均匀分布,分别计算了前缘粗糙度为120 μm、250 μm两种前缘侵蚀程度下的风扇转子特性。研究结果表明,风扇转子峰值效率相比于原型叶片依次下降了1.63%和2.39%。当前缘粗糙度为250 μm时,风扇转子叶片吸力面前缘近壁面极限流线有分离迹线产生,出口平均马赫数下降2.03%。     

钛合金空心点阵超塑成形/扩散连接成形工艺和性能研究

钛合金空心点阵是典型的承载–功能一体化结构,采用单轴拉伸方法,在不同温度、应变速率条件下测定TA15、TA32钛合金的超塑拉伸延伸率,最大延伸率分别达到1450%和950%,后在不同温度、压力条件下进行扩散连接试验。根据超塑拉伸和扩散连接试验,确定了超塑成形和扩散连接（Superplastic forming/diffusion bonding,SPF/DB）的最佳工艺参数为：920℃/1.5～2.0 MPa/2 h,制备了不同构型和几何参数的TA15、TA32钛合金空心点阵结构件。采用平压方法和三点弯曲方法测定了钛合金空心点阵的力学性能,压缩和弯曲强度最大值分别达到23.83 MPa、596MPa,通过有限元和试验分析的方法,研究了几何参数对钛合金空心点阵平压和弯曲性能的影响规律。采用单面加热方法,研究了钛合金空心点阵结构的隔热性能,在400℃/1 h条件下,隔热温差达到276.3～310℃。     

UHMWPE/LDPE层合板复合材料损伤声发射信号识别

为了掌握UHMWPE/LDPE复合材料的损伤机理,运用声发射技术结合聚类分析方法建立不同损伤形式的声发射信号训练样本,通过神经网络实现损伤信号的识别,并分别探讨了训练函数、传递函数、网络结构等因素对识别率的影响。研究表明,由系统聚类可提取幅度、峰值频率、持续时间为模式特征,结合Kmeans聚类可建立11个类别共583信号的训练样本。以混淆矩阵为识别率指标,当训练函数为traingdx、隐层/输出层传递函数为tansig/logsig、隐层神经元数量为70时,网络的识别率达97.2%,为基于声发射技术的热塑性基体复合材料损伤识别提供参考。     

齿轮钢淬硬表面超声振动辅助磨削试验研究

为解决齿轮钢淬硬表面在传统磨削中加工效率低、表面完整性差的难题,引入超声振动辅助磨削加工技术。开展了淬硬齿轮钢AISI 9310和轴承钢GCr15切向超声振动辅助平面磨削加工对比试验,通过分析磨削力和磨削表面质量,对齿轮钢淬硬表面超声振动辅助磨削加工工艺进行研究。结果表明,超声振动辅助磨削能有效降低磨削力和比磨削能,随着材料去除率的增大,超声磨削力比更加稳定,有利于提高加工效率。利用本次试验数据建立的经验公式可以有效预测白刚玉砂轮磨削AISI 9310与GCr15淬硬表面时的法向磨削力大小,误差在10%以内。当磨削速度、工件进给速度和磨削深度分别为15 m/s、8 m/min和15μm时,相比于传统磨削,超声振动辅助磨削中AISI9310与GCr15的表面粗糙度分别降低了9.47%和7.39%,并减少了加工表面缺陷,有利于提高工件表面完整性。     

润滑相尺寸对镍-石墨可磨耗封严涂层性能的影响

采用普通大气等离子喷涂(atmospheric plasma spraying,APS)和高能效超音速等离子喷涂(supersonic atmospheric plasma spraying,SAPS)分别沉积制备镍石墨可磨耗封严涂层,对比研究润滑相尺寸对涂层的力学性能、抗腐蚀性能以及抗冲蚀磨损性能的影响。结果表明:相较于APS涂层,SAPS沉积制备的涂层中石墨润滑相尺寸较小;SAPS涂层的结合强度(22.3±1.4)MPa和表面洛氏硬度(87±0.8)HR15Y比APS涂层分别高出22.5%和20.8%;APS涂层在30°攻角和90°攻角的相对冲蚀速率分别比SAPS涂层高出7%和13%,表明SAPS涂层抗冲蚀性能优于APS涂层;APS涂层和SAPS涂层在250℃的高温醋酸环境中均发生了明显的电化学腐蚀现象,但SAPS涂层的抗腐蚀性能优于APS涂层。     

TiBw/TA15复合材料板材超塑变形行为研究

研究了TiB_w/TA15复合材料板材在900～960℃、5×10^–4～10^–2s^–1条件下的超塑变形行为。结果表明,TiB_w/TA15复合材料流变应力随拉伸温度的升高和应变速率的减小而降低,在940℃、5×10^–3s^–1变形条件下获得的最大超塑性伸长率为439%。利用Zener–Hollomn参数和Arrhenius方程所建立的峰值应力本构方程为ε~·=3.55×10⁸[sinh(2.0×10^–2σ)]^1.99×exp(–6.381×10⁵/RT),其变形激活能Q=638.1kJ/mol。复合材料超塑性变形组织与拉伸温度和应变速率密切相关。高温低应变速率有利于基体α相的动态再结晶以及晶须与基体处孔洞的愈合,低温高应变速率下,孔洞更易萌生于增强相与基体结合界面的端部。动态再结晶对复合材料超塑性的发挥起着关键作用。     

海洋环境下G814/3233复合材料的老化机理及加速老化与自然老化的相关性

为探索航空用碳纤维增强树脂基复合材料（CFRP）的老化机理及实验室加速老化环境与真实服役环境间的相关性,以飞机常用的G814/3233复合材料为研究对象,以海洋环境为服役背景开展了实验室加速老化试验和随舰自然暴露试验,观测了老化前后CFRP试件的力学性能、微观结构、组织成分等;改进了传统的大样本统计方法,提出了确定自然老化方程的小子样方法,有效扩大了数据样本;提出了以纵横剪切强度保持率为基准的当量折算系数计算方法并开展了验证试验。结果表明：在加速老化1个月后,G814/3233复合材料的表面树脂及碳纤维/树脂界面遭到破坏,剩余强度、纵横剪切强度、玻璃化转变温度分别下降6.93%、7.30%、0.87%,室温条件下的储能模量升高约5 GPa;获得了该型CFRP在南海环境下的老化机理和纵横剪切强度中值曲线;确定了自然老化环境与加速老化环境之间的当量折算系数为7.25;所建立的实验室加速老化方法对自然老化方具有较好的加速性和重现性。