新型一体化热防护系统热力分析与试验研究

高速飞行器对结构效率的苛刻要求使得热防护系统不断趋于向轻质化、集成化方向发展,新型的力热耦合一体化热防护系统(ITPS)极具发展潜力.首先阐释了一种新型一体化热防护方案的概念与特点,总结了一体化结构设计的基本原则,数值分析了结构参数对背面温度响应、屈曲临界载荷的影响,结果表明腹板厚度对背面温度以及屈曲临界载荷的影响最大.然后设计并加工制备了ITPS的面板与单胞试验样件,分别展开了800℃的高温防隔热性能试验考核和屈曲性能的力学试验研究;试验表明腹板结构是引发热短路效应和屈曲的关键因素,屈曲试验与模拟结果吻合,高温屈曲分析表明温度梯度对屈曲特征有较大影响.     

基于ANSYS的薄壁件反重力铸造充填形态的数值模拟

介绍了CFD的基本原理以及有限体积法的概念,采用ANSYS 6.0进行网格划分和控制方程的计算,模拟了不同壁厚、不同充型速度下薄板铸件的反重力充型形态,得出了壁厚,充型速度对充型形态的影响规律。     

基于反电势形状函数法的无刷直流电动机直接转矩控制

采用两相导通模式时通过逆变器开关状态不能确定电压空间矢量,现有方案是通过实时测量3个相电压来解决这一问题,但系统变得复杂;此外现有方案在转矩观测中包含的微分项会降低控制精度,增大计算量,影响系统实时性。针对这两点不足,提出反电势形状函数法,在软件中实现了相电压的实时计算,使转矩观测变得简洁,更易于工程实用。最后给出的仿真与实验结果证明了反电势形状函数法用于无刷直流电机直接转矩控制中的可行性与有效性。     

7°尖锥高超声速边界层转捩红外测量实验

为了推动高超声速边界层转捩研究的深入开展,给边界层转捩机理研究、物理模型验证、转捩数据库构建和转捩天地相关性的建立等提供基础风洞实验数据,在中国空气动力研究与发展中心的Φ1 m高超声速风洞开展了边界层转捩规律红外热图实验。针对半锥角7°尖锥模型,研究了不同单位雷诺数、迎角和马赫数对尖锥边界层转捩位置的影响规律。实验单位雷诺数（0.49~2.45）×107/m,迎角范围-10°~10°,马赫数5~7,模型头部半径0.05 mm。通过红外热图技术测量模型表面温度分布,获得了较为详细的转捩位置和转捩参数影响规律。实验结果表明:在马赫数5~7范围内,马赫数增大,尖锥转捩位置提前,分析认为是高马赫数时的雷诺数较大、自由流噪声水平较高引起;随着单位雷诺数的增大,边界层转捩位置前移,转捩雷诺数保持不变,约为3.0×106;小迎角时,随着迎角的增大,迎风面边界层转捩推迟,背风面边界层转捩前移,在10°大迎角时,迎风区中心线转捩前移,出现迎角"转捩逆转"现象,背风区出现了流动分离导致的低热流条带。     

基于Lattice-Boltzmann方法的多孔介质真空绝热特性

作为真空绝热板的芯材,多孔介质微尺度空间形貌结构及物性参数对其绝热性能影响较大。为研究多孔介质真空下的导热性能,选择颗粒状、纤维状和泡沫状3种典型多孔介质材料,并基于Lattice-Boltzmann(LBM)提出了一种随机构造多孔介质物理模型的方法。模型中重要参数结合多孔介质电镜扫描图像处理获取。采用D3Q15LBM模型进行数值模拟,并分析了真空度及颗粒/纤维/泡孔等效直径对导热系数的影响规律。模拟与实验的对比结果揭示了多孔介质真空下的导热系数随真空度及多孔介质物性参数的变化规律。     

基于检测结果的涡轮叶片精铸型腔反变形优化设计

针对空心涡轮叶片精铸过程中的试错法和数值仿真法难以敏捷反应铸件的真实变形情况,提出一种基于检测结果的精铸零件反变形综合补偿方法.通过对精铸叶片试模样件进行三坐标检测及统计分析,得到叶身截面收缩、扭转和弯曲变形情况,并建立其综合补偿反变形模具型腔优化算法,实现精铸型腔的反变形优化设计.以精铸叶片试模样件叶尖处截面为例,其叶身段型面误差、前缘最大误差、后缘最大误差相对于未补偿前分别减少了50%,68%和31%.实例验证表明:其研究成果能有效提高空心涡轮叶片的精铸成型精度,达到精确控形的目的.      

基于神经网络的飞行器再入制导研究

论述了神经网络理论在飞行器再入制导方面的应用.在分析各方法优缺点的基础上,提出了一种基于广义同归神经网络(GRNN)模型的再入制导方法.神经网络通过一组选定的轨迹样本进行有导师训练,训练好之后作为控制指令生成器,输入为再入过程中飞行器的状态参数,输出为倾侧角控制量,迎角控制量则由迎角剖面给定.仿真结果验证了该方法在再入...     

基于Web的复杂产品虚拟样机支撑平台工具集研究与实现

针对复杂产品虚拟样机开发对分布协同、集成、仿真和管理的功能需求,建立了基于Web的分布式虚拟样机支撑平台体系结构,介绍了集成在平台中的系统管理、协同设计和性能仿真工具集,给出了工具集设计与实现方法,并基于J2EE技术开发了软件原型系统。     

固体火箭发动机寿命预估方法研究进展

综述了俄、美固体火箭发动机寿命预估的主要方法;梳理了现阶段国内固体火箭发动机寿命预估方法的研究进展,总结了固体火箭发动机寿命预估方法要点("一个判据,两个模型,三个一致"),主要失效模式,药柱、推进剂、粘接界面的失效判据和寿命评估方法;指出了固体火箭发动机寿命预估下一步的工作重点,即在发展固体发动机监检测技术获取寿命评估数据的基础上,研究失效机理、明确失效判据,完善寿命评估模型;之后,从安全使用角度,提出了当前固体火箭发动机寿命预估急需解决的4个问题;最后,对我国固体火箭发动机寿命评估进行了总结和展望。