发动机调节片裂纹故障修复技术研究

本文针对航空发动机使用过程出现的可调喷管调节片裂纹故障进行了原因分析,对调节片原结构及打磨处理后的结构进行静强度计算,确定了调节片裂纹故障修复方法。通过对试验件的打磨和修理及试车考核验证,说明调节片打磨修复工艺可行,满足修理要求,并大大降低修理成本。     

一种新型螺旋滤波器

提出并实现了一种新的螺旋滤波器耦合结构。该滤波器的屏蔽外控为圆筒形，螺旋谐振器被横向固定在圆筒内，谐振器间不再有模片相隔，它们之间耦合的大小主要取决于谐振器间的相互间距和相对角度。文章列举了几组滤波器的实测结果，其中一组在不加任何特别措施的情况下，相对带宽做到了２７％，另有一组具有明显的带外衰减极点。该滤波器结构简单，成本低廉，调节方便，电性能好，很有发展前途。     

固冲发动机射流控制可调进气道研究

针对固定几何形状固冲发动机超音速进气道在超额定状态下工作时品质降低问题,提出从补燃室引入燃气喷入外压缩面和喉道实现对进气道外压缩波系和有效喉道面积进行调节的方案,采用数值模拟方法摸索了实现调节的燃气喷射规律,验证了方案的可行性。研究表明,采用射流控制方案可实现固冲发动机进气道调节,通过调节可使外压缩波系保持封口,进气道工作在额定状态,均化了入口流场;喉部射流注入可有效减小主流的流通面积,提高内收缩比,并减小了喉道出口下壁面附面层厚度,进气道出口总压恢复提高显著。     

单片微机控制电火花加工用脉冲电源的研究

单片微机控制的电火花加工脉冲电源,采用8031芯片及8位锁存器74LS373和程序存储器EPROM2764购成单片微机主控制器。扩展了两片8253可编程时间控制器构成了主控制线路,可以实现高、低压回路的脉宽、脉间调节,调节范围为2—9999μs,间隔为1μs;输出波形有高、低压复合,梳状波,等脉宽电波等。扩展了8255,8155可编程并行I/O接口,分别控制高、低压功效线路的功率管导通数目,以控制电火花加工放电电流的大小。加工参数可通过键盘设置,并由显示器显示。可建立加工程序的数据库供操作者选用。该脉冲电源已用于大型汽轮机喷嘴电火花加工机床,效果良好。     

二次多项式拟合外方位元素卫星三线阵C CD影像平差

文章针对一景大小的卫星三线阵CCD影像,采用二次多项式拟合外方位元素模型,与国外的定向片法模型进行平差算法对比.对一景大小的模拟数据进行了试验,结果表明基于二次多项式拟合外方位元素模型的平差方法有效的提高了影像的平面精度与高程精度,与定向片法模型相比,该算法简单,结果同样满足1∶5万摄影测量的要求.     

舱外航天服热试验外热流模拟方法研究

出舱行走所必需的舱外航天服具有复杂外表面形状,其空间外热流极其复杂。文章对舱外航天服在热试验中所采用的外热流模拟方法进行了对比分析研究,结合航天服的特点对热试验中外热流模拟的方式进行了探讨, 论证了用接触式电加热片及红外加热笼两种外热流施加方式的可行性,并通过分析的手段对不同热试验方法中施加的热流和太空中的热流大小及分布进行了对比。     

对接机构真空热试验外热流模拟方案研究

根据对接机构的结构特点和真空热试验要求,提出了红外笼、电加热片,以及红外笼+加热片组合3种对接机构外热流模拟方案.仿真计算了在真空罐模拟环境中各方案对接机构构件的稳态温度分布,并与轨道环境进行了比较.确定了最大温差构件.结果表明:红外笼方案较简单,适于正样飞行产品;电加热片和红外茏+加热片方案的地面模拟准确性较佳,适于初样地面产品试验.     

舱外航天服热平衡试验的外热流模拟方法

适合出舱行走的舱外航天服外形复杂,而且其空间外热流极其复杂,这样如果按照传统的热平衡试验的外热流施加方法,以热流计目标值来调节红外笼各个加热分区的功率将会带来很大的复杂性。为此,本文章提出了采用试验与计算相结合的方式来进行外热流模拟,即通过建立舱外服热试验模型,进行试验外热流分析计算来确定各个红外笼加热分区的供电功率,并根据计算结果对外热流施加情况进行统计和分析。此种外热流模拟方法在节省大量试验时间及成本的基础上,可以准确的计算出试验实际施加外热流与规定施加外热流的偏差值,提高了外热流模拟的准确性。
     

图像采集系统的逻辑控制电路设计

为了简化图像采集系统控制电路,提高系统控制系统的效率,本系统设计采用一片CPLD芯片控制产生CCD的驱动脉冲电路,在对采集图片进行预处理时利用CPLD对图片进行开窗处理,截取图像局部的特征信号进行处理,提高DSP工作效率,且节约资源,利用CPLD对DSP片外存储单元的读写进行逻辑控制,从而简化电路。     

美国1988年开发的几项固体火箭新技术

固体火箭发动机被点燃后,其燃气流就无法调节.大西洋研究公司和赫克里斯公司通过把燃烧分成两个阶段来试图实现固体发动机燃气的调节.在它们的可变流导管火箭中,贫氧推进剂先在燃气发生器中部分燃烧,然后混入空气完成燃烧.再利用阀门控制富燃的燃气流向燃气发生器外排出,从而就控制了推力.     

用多孔塞片实现推进剂微小流率的控制

在10 cm霍尔推力器工作流率需求分析的基础上,利用小孔节流原理和氙气黏性随温度变化明显的特性,采用粉末冶金多孔金属塞片作为节流元件,在给定入口压力的情况下,通过调节温度实现推进剂微小流率的控制。对基于该控制原理而设计的流量控制器开展了各项环境试验,即在试验前后利用推进剂流率测试系统对其性能进行了测试,测试结果一致性较好,符合设计要求。该流量控制器可在较宽的温度范围内实现不同流率的实时调节,从而满足推力器不同工作状态的流率需求,具有较强的适应性和调节性。     

某型导弹压力继电器自动检测仪的设计

介绍了一种基于计算机的压力继电器自动检测仪的设计原理。用步进电机带动减压器进行压力调节，用电磁阀控制充放气，用压力传感器敏感压力，用单片计算机进行信号检测、控制和判断，使压力继电器的检测全自动完成。     

定向片模型描述的“天绘一号”卫星影像区域网平差

针对三线阵相机的成像特点,文章利用卫星辅助数据建立了"天绘一号"卫星三线阵影像的严密成像模型,在常规定向片模型描述外方位元素变化特征的基础上,考虑定向片间的连续平滑制约条件,并将其引入摄影测量光束法平差中,从而构建"天绘一号"卫星三线阵影像光束法平差模型,最后利用真实影像数据进行实验验证。结果表明,在一定数量地面控制点参与条件下,合适的定向片数目选取并顾及定向片间的连续平滑制约条件,检查点能够达到平面方向约为1.5个像元、高程方向优于1个像元的定位精度,验证了该文所建模型的正确性和有效性。     

泵压式发动机瞬态热试验方法

上面级泵压式发动机结构复杂、在轨飞行时间短,因此其热设计的验证比较困难。文章针对发动机自身特点提出了瞬态热试验方法,通过对发动机复杂外形包络面规则化、分区构建绝热型热流计("黑片")热模型快速提取试验外热流,采用符合发动机外热流瞬态变化趋势的"光照区+地影区"分段阶梯式外热流加载策略。试验温度测量结果表明:发动机热控设计和热分析模型正确;在此基础上修正初温后可对在轨飞行温度给出更准确的预示。     

“精密铸造IJ79坡莫合金”的试验研究

前言 极化继电器是我厂生产多年的优质产品,一九八三年获国家银质奖。它除在自动控制及通讯装置中使用外,还普遍用作脉冲发生、直流转换交流,讯号放大等各种线路的元件。 磁极芯是极化继电器的关键部件。我厂历来采用IJ79坡莫合金带(厚1毫米)冲压出来的四种不同规格的磁极片,共20片,经点焊等29道工序加工,组装成左、右二磁极芯,装入     

真空实验舱数字式压力控制系统设计与验证

针对脉冲等离子体推力器测试所需的容积大于60m3的大型真空实验舱对气压控制的要求,设计了数字式压力控制系统.该控制系统采用旋片泵组和罗茨泵构成两级串联的组合抽气方式对实验舱进行抽真空,具有较高的效率.基于双曲正切函数构建了变增益函数,从而实现对不同压力范围的变增益比例、积分和微分(PID)调节.试验结果表明,这一数字式...     

基于燃气射流控制的可调进气道数学模型研究

针对固定几何形状冲压发动机超音速进气道在高马赫数状态下工作时品质降低问题,提出从补燃室或燃气发生器引入燃气喷入外压缩面和喉道,实现对进气道外压缩波系和有效喉道面积进行调节的方案。采用数值方法计算了不同马赫数工况下,喷射条件变化时进气道的性能参数。根据流场数值计算结果,采用B样条理论建立了燃气射流控制可调进气道数学模型,利用此数学模型可确定进气道外部斜激波位置以及总压恢复系数随工作马赫数和射流喷射条件的变化关系。结果表明,随着射流入射角度和射流流量增大,射流调节能力呈增强趋势。     

航天服自动流量调节阀设计

在航天员出舱模拟训练系统中,需要外部支持系统来保证训练航天服模拟真实舱外航天服的使用环境,进行所需气体的供给,内部气体压力、流量的维持等。这些功能的完成需要对舱外航天服内部气体进行流量、压力的自动调整。文章根据流体力学原理推导出了一种流量调整机构设计方法,并对此方法进行了仿真验证。据此原理设计了舱外航天服训练用的自动流量调节阀,采用新型锥形调节结构技术、长距离弱信号高准确度传输及滤波技术、阀体开闭位置高精度检测及闭环控制技术等,实现了流量的远程自动闭环调整,并通过气体溢出流量的调整,改变舱外航天服内的压力,使气体流量变化精度不超过5mL/s,压力自适应调整精度不超过10Pa/s,有效进行了舱外航天服的压力和流量控制,通过航天员出舱模拟训练试验,验证了产品功能和性能指标,保证了出舱活动的顺利进行。     

基于H∞控制的某空空导弹俯偏回路设计

针对某导弹飞行空域广、参数摄动大、鲁棒性强等控制特点,采用H∞控制的混合灵敏度和线性二次调节（LQR）设计了自动驾驶仪俯偏回路。其中,内回路采用LQR限定模型的不确定性界,外回路用H∞控制混合灵敏度设计控制器。仿真结果表明：所设计的自动驾驶仪可较好地抑制参数摄动,鲁棒性较佳。     

液体火箭发动机先进的调节系统

分析了液体火箭发动机现有调节系统的优缺点,提出了一种新的调节方法,介绍了新调节方法的工作原理和调节性能.