非接触式超声泄漏检测系统设计及试验验证

非接触式超声泄漏检测方法在国外已应用于载人航天器在轨检漏。文章基于气体泄漏超声产生机理及声压与泄漏量的关系,搭建了一套超声泄漏检测系统,研究了泄漏判断及漏孔评估算法,并进行了综合试验测试。结果表明,该方法能有效地对泄漏是否发生进行判断,并可粗略评估泄漏量的大小和漏孔直径,为我国空间站密封舱在轨泄漏检测提供参考。     

一种改进的管路焊缝自动检测算法

提出了一种管路焊缝自动检测算法,通过计算管路图像的梯度-方向直方图确定管路的主方向,解决了传统的旋转穷举法计算量巨大的问题;通过HSV颜色空间转换增强了焊缝的特征,提高了模板匹配的鲁棒性和定位精度。实验表明该算法能够实现快速的焊缝自动检测和准确定位。     

加力调节器故障检测在线测试系统设计

喷口-加力调节器故障检测涉及的零部件来自不同的令号、附件号及机型,工艺要求各不相同,传统纸质履历方式造成加力 调节器故障检测现场零件检测数据管理复杂、反馈及时性差、质量追溯困难。针对这些问题,提出基于信息化测试设备及检测技术,以 网络数据库实时传递反馈检测数据的智能测试方式满足加力调节器故障检测维修中零部件内径、外径参数测量、数据管理、质量追溯 的需求。通过生产者/消费者设计模式使用LabVIEW语言实现气动量仪、数显比较仪、脚踏开关与工控机间的通信,提高了测量数据 读取与处理效率。为验证系统性能,在维修现场对系统样机进行了测试。结果表明：该系统操作简便,运行稳定可靠,能显著提高检测 效率,有效降低现场测试数据的管理难度。     

雷达空间电磁近场干扰分段预测方法

针对雷达装备电磁兼容的要求,提出了空间近场雷达装备之间电磁干扰预测方法。采用干扰源与接收机逐对考虑的方式,并采用逐阶段分析预测的方法,即分成天线增益、时间依存关系、互调、交调以及减敏5个阶段进行预测,极大地简化了计算。     

MEMS晶圆PCM应力表征结构设计与试验验证

针对微机电系统（Micro Electro Mechanical System,MEMS）惯性器件受微加工应力影响显著的问题,设计了一种推拉差分式MEMS晶圆工艺控制监控（Process Control Monitor,PCM）应力表征结构,实现了对MEMS晶圆不同位置应力的测量,避免了电学测试过程中采用晶圆探针引入额外应力的问题。建立了该应力表征结构的数值仿真模型,根据仿真结果对应力表征结构的尺寸参数进行了优化设计,并实际加工了推拉差分式MEMS晶圆应力表征结构。应力表征结构反映出实际加工的MEMS晶圆中不同位置应力大小、方向和应力分布情况。试验结果表明,MEMS晶圆整体上以拉应力为主,同时呈现一种中心挤压变形,外围拉伸变形的状态。沿（100）晶向的最大拉应力在表征结构上产生了18.9μm位移,最大压应力产生了-34.2μm位移;沿（110）晶向的最大拉应力在表征结构上产生了15.0μm位移,最大压应力产生了-57.8μm位移。     

面向全产业链高效协同的大飞机“卓越绩效”质量管理模式实践

按照《质量强国建设纲要》要求,对标卓越绩效评价准则,运用“运营管理体系”全方位赋能,统一组织体系、统一标准规范,以全产业链协同平台为支撑,推动主制造商、机体制造商、供应商全产业链高效协同,实施设计、制造、服务全寿命周期质量管控,创新质量管理模式,推动企业高质量发展和卓越绩效企业建设。     

非对称基准物与被测物差压检漏系统试验研究

文章分析了环境温度变化对差压检漏系统的影响。通过建立差压检漏系统试验平台,研究了非对称基准物和被测物差压检漏系统零漂试验和被测物接标准漏孔试验。试验结果表明:对非对称基准物与低漏率的被测物产生的差压在滞后温度补偿后进行最小二乘拟合可以消除环境温度变化产生的干扰,同时线性补偿的效果更好,误差更小;不同容积的基准物对相同漏率的被测物差压曲线在温度补偿前没有线性,但温度补偿后都能获得明显的线性;滞后温度补偿与即时温度补偿获得的线性基本相同,但滞后温度补偿比即时温度补偿产生的标准差更小,误差更小;多点平均温度补偿比单点温度补偿的效果更好,误差更小。     

纺丝工艺参数对初生PBO纤维性能的影响

采用干喷-湿法液晶纺丝技术制得初生PBO纤维,对纺丝原液浓度、纺丝温度、纺丝压力、拉伸比等几个主要工艺参数的选择进行了讨论,分析了这些工艺参数对初生PBO纤维性能的影响。研究结果表明,随着聚合物浓度的升高,PBO的分子量增大,制得纤维的拉伸强度增大;最佳纺丝温度为160~180℃;纺丝压力提高,有利于纺丝;拉伸比增大,有利于提高纤维的性能。     

组态软件技术及靶场测控软件系统的设计

靶场导弹试验中,根据试验对象和试验目标的不同,需要对测控设备进行不同组合,增加了试验的复杂度和测控系统的处理难度。组态软件是应用软件的高级形式,具有配置灵活、可视化编程、图形显示、实时性强的特点,可方便、快速、可靠地建立靶场导弹试验测控处理模型,满足靶场导弹不同试验任务的需要。     

火箭发动机高频燃烧不稳定非线性分析

为探讨火箭发动机高频燃烧不稳定的机理,建立了不稳定燃烧非线性物理模型,研究燃烧速率对燃烧室的波动现象非线性反馈机制,简化气相化学反应流体力学控制方程组,得到了相应的数学模型。用“平均法”数学模型和仿真的结果表明,系统在一定的参数范围内发生复杂的分岔和混沌现象,并得到各种物理参数对燃烧与波动耦合产生燃烧不稳定现象的影响规律。