磁电式振动速度传感器的性能测试与验证研究

针对航空发动机的振动监测与分析问题,本文选取磁电式振动速度传感器作为测振传感器,将其布置在机匣的安装边上,通过采集机匣在径向、轴向和周向的振动信号来反映发动机的振动状态。为了验证所选测振传感器的综合性能,基于测振传感器的速度灵敏度以及绝对测试法,应用便携式振动校验台对传感器的输出稳定性、频率响应特性和幅值线性度等性能进行了实验验证。实验结果表明,所选用的振动速度传感器的各项性能能够满足使用要求,可以应用于航空发动机机匣振动信号的拾取。     

γ测井仪计量特性在高品位铀模型上的验证CSCD

我国原有铀矿γ测井模型标准铀含量上限为1.09%,应用其校准的γ测井仪对高品位铀矿的测量结果曾饱受争议。在2014年研建高品位(1.83%、5.09%)铀模型后,用其对γ测井仪的计量特性在进行了试验验证后,结果表明仪器死时间和铀含量灵敏度没有显著变化,说明γ测井仪在铀含量5%以内的测量结果仍然可靠。     

廉航联盟会否成为新的潮流?

三大传统航空联盟存在已久,为各自成员带来了可观的收益。而民航业的生力军——廉价航空的首个联盟也在今年年初宣告成立,这将成为业界的一股新潮流吗?我们拭目以待。     

跨音扩压器中激波附面层相互作用

本文描述了二元跨音扩压器中激波附面层相互作用区的流场。这种相互作用现象常出现在超音速飞机进气道或冲压发动机中,并可能会严重影响发动机的稳定工作。实验所用模型扩压角为6°,面积比为1.6。研究了直激波波前M数为1.47时的相互作用区流场,并与同等激波强度下的平板附面层流场作了比较,同时初步比较了等压出口和奇速出口两种边界条件下流场的异同。实验结果表明:在激波下游,分离包的尺度以及耗散层的增长都比平板情况要大许多倍。λ波后存在着一系列直激波。迅速增长的耗散层与来自λ激波分叉点的滑流层约在波后100mm处汇合。出口边界的变化对激波振荡的特征频率和分离包内的紊流度有较大影响,而对激波振荡的RMS值影响甚微。     

面向重访周期需求的敏捷成像卫星任务规划方法

为满足敏捷成像星座观测目标的重访周期需求,提出一种混合编码差分进化算法.分析敏捷成像卫星的工作特点,构造评价重访周期需求满足情况的目标函数,建立成像任务约束满足模型.针对观测任务选择与否、执行顺序和成像时间的优化需求,提出一种二进制-实数混合编码差分进化算法,实现了成像任务在时间轴上的分布优化.通过工程实例进行仿真校验,仿真结果表明相比于基于二进制编码的遗传算法,本文算法在优化时间和优化效果方面都有较大优势.     

1Cr18Ni9Ti不锈钢的非比例循环特性实验研究

在高温多轴非比例循环加载下,对１Ｃｒ１８Ｎｉ９Ｔｉ不锈钢进行了在单轴和圆形应变路径下的循环试验、非比例循环加载历史试验以及在圆形应变路径下的应变幅值历史效应的试验。研究了非比例循环附加硬化、应变幅值历史效应、循环加载历史效应及这些效应的温度依赖性,得到了若干有意义的结果。     

GH36合金的蠕变损伤行为及分析

对GH36合金在650℃下的蠕变损伤行为进行研究,基于Kachanov-Rabotnov理论,对蠕变损伤的本构方程进行处理以得到一组线性控制方程组,再利用现代变分原理进行数值求解和分析,给出该材料的蠕变曲线和损伤曲线;并与GH36(在650℃下)的蠕变试验结果进行比较。     

基于无监督聚类与LSTM网络的航天器健康状态预测方法

健康状态预测是从系统层面保证航天器在轨安全稳定运行的关键技术.针对机电类关键部件存在性能退化过程的特点,提出一种基于无监督聚类与长短时记忆(LSTM)网络的航天器健康状态预测方法.该方法首先提取航天器单部件多维参数的高维时域特征,通过PCA方法将高维特征融合为反映部件运行状态的健康因子,再结合无监督聚类算法识别出故障的不同演化阶段,最后采用LSTM网络分别对各退化阶段构建其健康状态演化预测模型,实现对航天器部件健康状态预测.本文以控制系统关键部件控制力矩陀螺(CMG)为例对上述算法进行试验验证,验证了方法的有效性.     

系外行星成像星冕仪模块光学基板结构优化设计与分析

为确保星冕仪的成像性能,文章针对中国空间站巡天空间望远镜（CSST）系外行星成像星冕仪（CPI-C）的光学基板结构进行优化设计与分析。首先,通过数值仿真分析方法获取光学基板的最优结构设计方案;然后,对优化设计方案进行动力学性能仿真分析评估;最后,对试验工装夹具进行设计,并试验测试加工完成的光学基板的力学性能。结果显示：优化后的光学基板重8.6 kg,轻量化率为70.19%,一阶固有频率为322.46 Hz;试验工装和光学基板耦合后的一阶固有频率为269.63 Hz(>150 Hz)。以上表明光学基板的性能满足设计指标要求,能够用于CPI-C模块。     

关于飞机尾翼压力中心位置的计算讨论

本文介绍了一种基于全机压力分布数值计算(以下简称CFD计算)的飞机尾翼压力中心位置的计算方法,设计目的是为了和飞机设计规范中的估算方法进行对比分析和讨论。目前,我国飞机尾翼压力中心计算所参考的规范和方法主要有FQG (S) 《飞机强度设计规范》(1975年版)、《尾翼强度设计指南》以及CFD计算积分法,选取不同的规范和方法计算得到的尾翼压力中心位置不同,所得到的尾翼载荷大小也有所区别。本方法关于飞机尾翼压力中心位置的计算讨论,对尾翼气动力设计优化有重要的反馈评估作用。