航空涡轮叶片气膜孔参数化建模研究

介绍了航空涡轮叶片气膜孔参数化建模的现状,分析了其参数化建模的难度。提取了气膜孔参数化建模的参数,提出了以一组气膜孔为对象的参数化建模流程及参数检查方法,解决了涡轮叶片设计过程中气膜孔反复修改耗时耗力的问题,从而提高了涡轮叶片的设计效率。     

输入—输出过程脉冲型故障的统计检测方法与容错检测技术的研究

对于输入-输出系统的脉冲型故障,本文指出了系统运行过程中发生的输出部件故障和输入部件故障与时间序列分析领域AO型及IO型常数据之间的关系,系统地总结了过程故障统计诊断方法(特别是仿Jacknife法、假设检验法和影响分析法)的研究现状及其存在的不足之处,建立了两组容错辨识算法,并基于容错辨识技术提出了分别适用于第一类故障和第二类故障检测与辨识的有效方法。最后,通过仿真计算验证了新方法的有效性。     

添加微量Sc对Mg-3Li合金高应变率变形行为的影响

利用Hopkinson压杆对Mg-3Li和Mg-3Li-1Sc合金进行了高应变率冲击实验,分析了添加少量Sc对Mg-3Li合金冲击变形行为及其应变率效应的影响.结果表明,在1350s～3000s-1应变率范围内,两种合金的动态应力-应变行为均表现出显著的应变率强化效应.但随应变率继续升高,合金的动态变形行为转为应变率弱...     

氧化钇稳定氧化锆多孔陶瓷的制备与性能

以叔丁醇为溶剂,采用凝胶注模成型方法,制备出防/隔热的摩尔分数为8%Y_2O_3-ZrO_2(8YSZ)多孔陶瓷.在浆料中初始固相含量固定为10%体积分数的基础上,研究了烧结温度对8ySZ陶瓷材料的气孔率、开气孔率、孔径尺寸分布及显微结构的影响,分析了压缩强度、热导率与结构之间的关系.通过改变烧结温度,所制备的8YSZ多孔陶瓷的气孔率为65%～74%,孔隙分布均匀,平均孔径为0.68～1.82μm,压缩强度为7.92～13.15 MPa,室温热导率[最低可达0.053 W/(m·K)],比相应的致密陶瓷[～2.2 W/(m·K)]低一个数量级,且随着气孔率的增加而降低.     

添加难熔金属化合物C/C复合材料的微观结构

利用液相浸渍法制备了含有难熔金属化合物的C/C复合材料,通过金相显微镜、面扫描观察了难熔金属颗粒在材料中的分散状态;并表征了碳纤维、基体碳的微观结构和纤维/基体的界面状态.研究发现,难熔金属化合物在高温下对碳具有催化石墨化和诱导石墨化作用,石墨微晶尺寸大,发育好,取向性高.     

低轨微波遥感卫星磁设计及试验验证

分析了低轨微波遥感卫星主要磁源分布特征,针对微波遥感卫星载荷功率大、装载的收发(TR)组件、有源天线阵、电源及SAR等系统间供电电流回路、接地回路可能产生较大杂散磁矩的因素,提出了一些有效减少大功率微波遥感卫星杂散磁矩的设计方法和工艺措施并进行相关试验验证。测试结果表明:卫星整星接地设计,小型化TR组件及有源天线阵、星体内电缆等结构工艺布局和走线设计合理;显著地减少了整星静态永磁矩、动态场杂散磁矩,卫星磁矩满足指标要求。     

高空飞行环境中液体运载火箭底部热环境研究

采用数值模拟和飞行测试验证相结合的方法对液体运载火箭高空对流/辐射耦合换热问题开展系统深入研究。基于燃气多组分输运Navier-Stokes方程、热辐射方程、Realizable k-ε两方程湍流模型,建立了高空含自由流的运载火箭燃气喷流流动模型。辐射模型采用离散坐标法(DOM),空间离散采用二阶迎风TVD格式,对多个典型飞行高度火箭底部热流进行大型并行计算,将数值结果与试验数据进行广泛对比,验证了计算模型的精度和有效性。数值研究表明,火箭底部辐射热流在刚起飞阶段达到最大值,随着飞行高度上升,辐射热流逐渐降低,火箭底部对流热流表现为先升高后降低的趋势,并在20 km高空达到峰值。本文的预测分析方法对液体运载火箭底部热防护设计具有重要的理论意义和工程应用价值。     

运载火箭尾段防热/承载一体化热防护系统设计及性能分析

先进热防护技术是可重复使用运载火箭研制的关键技术之一,具有高结构效率的防热/承载一体化热防护系统是运载火箭极具潜力的备选热防护方案。本文系统地总结了可重复使用运载火箭尾舱段防热和承载两方面的设计要求,设计了一种全复合材料防隔热/承载一体化热防护系统。开展了运载火箭尾段一体化热防护系统设计,进行了代表性单胞结构的高温环境地面试验,揭示了复合材料一体化热防护系统的防隔热机理。同时施加力学和热流载荷,利用有限元方法对运载火箭尾段进行了热力耦合分析,获得了尾段结构的温度场、应变场和应力场。结果表明:在典型载荷工况下一体化热防护系统内壁温度保持在89.2℃以下,内部最大应力不超过9.53 MPa,安全系数达到1.89。     

高超声速飞行器的神经网络PID控制

高超声速飞行器是一种强耦合性、存在不确定性和高度非线性的复杂控制系统,在其应用神经网络PID控制方法进行纵向通道的姿态控制时,将控制系统分为快慢内外环,基于神经网络控制理论,针对高超声速飞行器的动力学模型和运动学模型设计单神经元PID控制律和PID神经网络控制律,推导了权值调整的学习算法。仿真结果表明,高超声速飞行器的神经网络PID控制系统能够有效抑制气动参数变化的影响,较好地跟踪期望攻角,有较强的鲁棒性。     

星上系统时间算法研究

针对星上缺乏系统时间会出现钟差整体漂移的问题,本文提出两种新的钟速初值预报方法建立集中处理模式下星上系统时间算法：用每颗星第1天的前两历元的钟差预测钟速初值和用每颗星每天的前两历元钟差预测钟速初值。仿真结果表明,算法合理,两种方法得到的自主系统时间与国际全球导航卫星系统服务时间(IGST)相比,60天的偏移程度均在100 ns以内,用每颗星第1天的前两历元的钟差预测钟速初值建立的系统时间稳定性更好。