航天器波纹防护屏高速撞击实验研究

微流量及空间碎片的高速撞击威胁着航天器的安全运行 ,导致其严重的损伤和灾难性的失效。本文给出和分析了柱状弹丸高速撞击铝合金波纹防护屏 Whipple防护实验研究的结果。结果表明 :波纹防护屏具有分散不同入射角弹丸高速撞击所产生碎片云损伤能量的特性 ,并能降低弹丸滑弹碎片对航天器外部结构和子系统的损伤 ,该防护结构的防护性能优于铝合金板防护屏 Whipple防护。     

陶瓷基复合材料疲劳寿命预测方法

为了建立CMC疲劳寿命预测方法,推广CMC在航空发动机中的应用,根据BHE剪滞模型理论,分析了随着疲劳峰值应力的大小不同,CMC可能出现的4种疲劳迟滞行为,推导了每种迟滞行为下的循环应力-应变公式,模拟了给定应力条件下的疲劳迟滞回线,通过与试验数据对比,证明了迟滞回线模拟的准确性,进一步分析了界面剪应力随疲劳循环数的退化关系。结合界面剪应力退化模型与纤维强度退化模型,设计了纤维应力计算和疲劳寿命计算流程。针对2维编织CMC,根据单胞有限元计算结果提取了纤维束应力,并对CMC进行了疲劳寿命计算,推导了CMC疲劳寿命S-N曲线,其结果与试验数据基本吻合。针对2维编织CMC的疲劳寿命预测方法,可用于编织结构的CMC涡轮导叶疲劳寿命分析。     

国内民用无人机适航管理思考

研究了国外民用无人机适航管理现状,分析了国外各个主要民航管理机构的民用无人机适航管理整体思路和框架.梳理了我国当前民用无人机适航管理相关政策.在此基础上,结合我国国情,对国内民用无人机的适航管理提出了顶层思路与管理框架建议.     

基于CCD着陆相机的行星软着陆岩石检测与规避方法

 提出了一种基于CCD相机的行星软着陆岩石检测与规避方法。首先,利用多分辨率分析方法对着陆区图像进行快速处理,根据着陆区的光照特性检测出着陆区的岩石,针对着陆过程的时间需求,多灰度阈值分割方法被采用;其次,基于无监督聚类算法对着陆区的岩石进行识别并标记,构建着陆区岩石分布的拓扑图;再次,利用激光测距仪得到的高度信息和着陆相机的参数,计算着陆区岩石拓扑图的实际危险区域面积,从而根据着陆器的需求安全范围和探测任务需要,利用安全着陆点的螺旋式搜索方法选择具有冗余度的安全着陆点;最后,建立着陆器安全规避策略,制导控制着陆器进行安全着陆,通过对安装侧向发动机和利用万向节调节推力方向的主发动机两种情况的仿真,实验结果令人满意。     

飞机结构腐蚀控制研究

腐蚀控制是保证飞机结构完整,实现飞机结构长寿命、高可靠性和低维修成本的重要保证。由于结构腐蚀对飞行安全的高危害性,目前已引起设计部门、使用部门和管理部门的高度重视。深入开展飞机腐蚀防护技术研究,积极摸索应对腐蚀的有效措施,加强对飞机结构的检查、维护,及时修理腐蚀部位,对于确保飞行安全意义重大。论文通过分析铝及铝合金材料的腐蚀特性,研究分析了飞机结构易发生腐蚀的部位及原因,最后从飞机结构设计、防腐蚀材料、防腐蚀技术和日常维护等几个方面,提出了做好飞机结构腐蚀控制的有效对策和措施,从而达到确保飞行安全、提高保障效益和降低维修成本的目的。     

两股互击式喷嘴雾化研究及应用

用激光全息及图像处理技术,研究两股互击式喷嘴的撞击状况及雾化性能,获得了喷嘴的雾化性能参数,在喷嘴的水试雾化性能、热试燃烧效率及比冲对比后,提出用水试雾化性能评估其热试效果,检验喷嘴的加工质量。此技术已用于小推力发动机喷嘴的筛选。     

带侵蚀效应的三维双燃速装药固体火箭发动机点火过程

针对三维双燃速装药固体火箭发动机,采用商用CFD计算软件的用户自定义方程对点火瞬态过程中的侵蚀燃速、燃面温度、质量源项、动量源项、能量源项及点火器入口等进行了二次开发,并进行了考虑侵蚀效应的点火瞬态过程流场仿真计算,与地面点火试验内弹道数据进行了对比分析。结果表明:点火初期发动机头部的气流流动十分复杂,且头部压强随时间变化十分剧烈;堵盖打开会造成头部升压梯度振荡,并产生负升压梯度;仿真与试验结果符合较好,说明采用一维非定常固相传热方程计算三维燃面温度可以满足当前工程要求,计算方法正确有效。      

一次砝码国际比对

介绍了中国航空长城计量测试研究所质量校准实验室参加亚太地区国际实验室之间砝码比对的情况,给出了测量结果的不确定度分析。     

半封闭通道射流冲击孔流量系数的实验

对半封闭通道射流冲击孔的流量系数进行了实验研究,针对单排、双排冲击孔结构,在变化各种几何参数及流动参数的情况下,较为系统地获得了射流孔展向间距与射流孔直径之比、射流孔流向间距与射流孔直径之比、射流冲击间距与射流孔直径之比、射流孔倾角等因素对于流量系数随射流雷诺数的变化曲线.通过对比分析,讨论了各种因素对流量系数的影响.      

隔板对液体火箭发动机燃烧室声学模态特性的影响

通过采用声学有限元法,求解带有平均流源项的亥姆霍兹方程,进而在考虑燃烧室高温、平均流场因素基础上分析了隔板结构参数对液体火箭发动机燃烧室声学模态特性影响规律。结果表明：增加隔板数目或长度,均会降低燃烧室1阶切向模态的特征频率;存在最佳隔板数目4,使燃烧室1阶切向模态阻尼率最大;而隔板长度越长,1阶切向模态声压波腹的分布面积越小,阻尼率越大;隔板型式对燃烧室1阶切向模态特性影响较小。