低旋流数旋进射流流场结构演变的POD分析

利用粒子图像测速技术(PIV)对雷诺数Re=4.5×104的低旋流数旋进射流流场进行了实验测量,并利用本征正交分解(POD)方法对测得的流场进行分解,提取流场中含能大尺度结构.针对3种不同旋流数(S=0、0.26和0.41),对比分析了POD分解得到的空间模态以及用POD模态重构后的脉动速度场的变化规律.POD分析得到...     

真空紫外线辐射对聚合物材料的作用

针对空间环境条件综述了真空紫外线辐射对材料物理、化学等性能的影响及机理。聚合物材料在真空紫外线作用下，表面粗糙度上升，结构发生明显变化，拉伸强度下降。同时透光率、耐热性等均发生变化。真空紫外线与原子氧等其它空间环境因素有一定程度的协同效应。不同材料对各因素的敏感程度稍有差异。     

喷射沉积A1-Si-Fe-Mn-Cu-Mg合金的微观组织与力学性能

利用喷射沉积技术制备了Al-20Si-5Fe-(0～3)Mn-3Cu-1Mg合金。借助扫描电镜(SEM)、透射电镜(TEM)、X射线衍射和拉伸试验等手段研究了喷射沉积合金的微观组织和力学性能，分析了不同Mn含量对合金组织演变的影响。结果表明，当合金中加入3％Mn时，组织中针状的Al-Si-Fe金属间化合物被颗粒状的Al     

基于间隙度量的高超声速飞行器包线定量划分

针对高超声速飞行器飞行包线划分缺乏依据、传统划分方法繁琐等问题,将能够描述模型差异程度的间隙度量理论引入到包线划分过程中,提出了一种新型包线定量划分方法。详细阐述了基于间隙度量理论的线性系统间差异度的定量计算方法;以间隙度量值为量化指标,通过分析模型全包线特性变化规律,给出了确定区域划分边界的方法,并在此基础上给出了一种基于模型差异程度最小化的控制器设计标称点选择方法。结合某型高超声速飞行器进行了验证,结果表明该方法能够提高包线划分过程的自动化程度,分区和标称点选择合理,控制效果良好。     

尾迹对动叶表面簸箕孔气膜冷却影响实验

采用压敏漆(PSP)技术研究了上游尾迹对吸力面和压力面带有单排簸箕形气膜孔的涡轮动叶表面气膜冷却效率的影响,获得了不同吹风比(0.25～1.5)和尾迹斯特劳哈尔数(0、0.12、0.36)条件下涡轮叶片表面气膜冷却效率分布的实验数据,结果表明:尾迹使吸力面簸箕孔后径向平均气膜冷却效率最大下降幅度达0.07,使压力面簸箕孔后径向平均气膜冷却效率最大下降幅度达0.024;有尾迹时,随着吹风比的增加,吸力面气膜孔后冷却效率逐渐降低,压力面气膜孔后冷却效率先增加后降低。      

基于热色液晶技术的尾迹对涡轮动叶表面换热系数影响研究

为探究上游尾迹影响下的涡轮动叶表面换热特性,采用热色液晶技术测量了尾迹对光滑叶片表面换热分布的影响,获得了高低湍流度(2%,20%)来流时不同尾迹斯特劳哈尔数(0,0.12,0.36)条件下光滑动叶表面换热系数的实验数据。结果表明:当湍流度为2%时,随着尾迹斯特劳哈尔数增加,压力面换热系数增高幅度最大为142%,前缘区域增高幅度最大为7%,吸力面增高幅度最大为186%。当湍流度为20%时,尾迹对换热系数的影响相对减弱,随着尾迹斯特劳哈尔数增加,压力面换热系数增高幅度最大为10%,前缘区域增高幅度最大为10%,吸力面增高幅度最大为26%。尾迹导致吸力面转捩点提前,过渡区延长。整体看来,尾迹导致光滑叶片表面换热系数升高,对吸力面换热系数的影响大于压力面。     

融合视觉与力觉的卫星装配误差在线测量与补偿方法

针对机器人卫星装配阶段舱板与主框架装配精度低、装配干涉力过大的问题,提出了一种融合视觉与力觉的卫星装配误差在线测量与补偿方法。利用视觉检测装置建立卫星舱板与主框架装配误差在线测量系统,并完成了双目标定、机器人手眼标定、其他部件相对位姿的标定,提出了卫星舱板与主框架装配误差补偿控制方法,实现了装配误差实时测量与精确补偿;同时,通过力觉检测装置完成了机器人末端负载辨识与重力补偿,实时测量卫星舱板与主框架装配干涉力,实现了卫星柔性装配。试验结果表明,采用融合视觉与力觉的卫星装配误差在线测量与补偿方法后,卫星舱板与主框架装配误差控制在0.2 mm以内,装配干涉力小于50 N,满足了卫星装配的精度需求,证明本文所提方法的有效性和稳定性。     

旋转机翼无人机纵向自适应滑模控制研究

针对旋转机翼无人机过渡前飞过程中,旋翼的下洗流对平尾干扰非常强的问题,提出了一种自适应滑模控制方法。首先,建立了旋转机翼无人机的纵向线性飞行动力学模型,并考虑了多输入的控制分配与俯仰干扰力矩;然后,构造了旋转机翼无人机的期望滑动面,将自适应控制与滑模控制相结合,设计了旋转机翼飞行器过渡前飞段的自适应滑模控制器;最后,进行了仿真验证。仿真结果表明,设计的控制器能较好地抑制非线性气动干扰对无人机的影响。所得结果对旋转机翼飞行器的工程发展具备一定的参考价值。     

螺旋式发射管内火箭燃气冲击流场数值模拟

用改进的MUSCL格式解三维、可压缩平均雷诺纳维尔-斯托克斯方程组,湍流模型为Spalart-Allmaras代数模型,计算和分析了火箭发射管内燃气冲击流场.在建立差分算法时,将有限体积离散和黎曼解算器相结合,简化了计算工作.首先,以小喉截面超声速喷管流动问题开展数值实验,数值结果与实验数据吻合很好;其次,计算了火箭发射管内燃气流场,获得发射管内气流压强和温度等物理参数分布.     

孔边角裂纹扩展特性分析

采用二维裂纹扩展分析方法研究含孔边角裂纹平板中疲劳裂纹扩展速率和寿命。该方法假设孔边角裂纹两个主方向上裂纹扩展主要取决于两方向裂纹尖端的应力强度因子。并采用裂纹闭合特性修正。预测在常幅拉伸疲劳载荷情况下２１２４Ｔ８５１铝合金板和３０ＣｒＭｎＳｉＮ１２Ａ合金钢板中孔边角裂纹扩展速率和寿命。理论计算和实验结果较吻合。