RTM用6818高温环氧树脂化学流变特性研究

以树脂传递模塑(RTM)用6818高温环氧树脂体系的化学流变特性研究为目的,以差示扫描量热法(DSC)和黏度实验为基础,采用外推法初步确定了6818树脂体系的固化工艺制度。依据双阿累尼乌斯方程建立了树脂体系的化学流变模型,模型曲线与实验数据的吻合性良好。模型分析表明,在80～100℃内树脂体系黏度低于200 mPa·s的时间大于12 h,可以作为6818树脂比较理想的注胶温度。该模型能够反映6818树脂黏度变化规律,预报该树脂体系的RTM工艺窗口。     

姿控执行机构的测控系统

<正>一、前言卫星姿态控制系统执行机构各部件的性能测试有很多共同之处,它们的脉冲工作状态由     

本体理论及其在军事领域业务建模中的应用研究

在研究本体理论的基础上,结合IDEF5方法提出了军事业务领域本体构建方法,给出了基于本体的军事业务概念模型描述框架。本体模型与业务模型相结合为有效获取军事领域的业务知识奠定了坚实的基础。     

光纤光栅传感器与机械结构预处理胶接方法

结构应力应变高精度测量对于实现直升机动静态强度监测与评估具有至关重要的意义。由于光纤光栅传感器具有柔韧性好、芯径细、抗电磁干扰能力强以及便于实现分布式监测等显著优点,使得其在航空航天器结构强度监测领域受到广泛重视。为提升直升机应变监测精度与灵敏度,本文研究了光纤光栅传感器应变感知原理和精度影响因素,构建了基于光纤光栅传感器的板结构应变监测系统。在此基础上,提出剥离光栅栅区涂覆层、施加预应力及其双层胶接等预处理集成方法,实现对板结构光纤光栅传感器应变测量精度的有效提升。     

基于星间链路的导航卫星时间自主恢复策略

基于北斗导航卫星星间链路的测距与数传功能，针对自主导航时卫星时频子系统异常导致载荷系统断电重启的情况，提出了一种基于星载计算机自主计时及星间链路误差校正的策略.在载荷系统重启时间内，利用星载计算机守时，并通过十秒稳定度预报晶振频率漂移量的方法，维持星钟在重启时间内的稳定.载荷系统重启后，星载计算机授时给导航任务处理机，通过误差分析计算出总误差.该误差在星间链路建链误差允许范围内，然后通过星间链路对星钟误差进行校正恢复，重新实现星地时间同步.      

空间环境铝合金板结构热属性光纤监测技术研究

针对空间结构受热循环载荷作用而影响航天器功能与安全的情况,采用温度补偿方法,对基于分布式光纤传感器的板结构热应变和热变形测量技术进行研究,提出了一种基于光纤应变转换矩阵的铝合金板热膨胀系数计算方法,考虑了材料横向应变对结构热膨胀系数测量精度的影响,可为各向异性复合材料构件多方向热膨胀系数测量提供理论支持。研究表明:温度-70~100℃范围内,铝合金板所受热应变引起光纤光栅中心波长偏移量约462.4pm,中心波长偏移量与温度的相关系数约0.999;在温度100℃热载荷作用下,铝合金板在横、纵向变形量均约0.75mm;铝合金板热膨胀系数随温度变化呈现非线性,低温下不能将铝合金材料热膨胀系数近似为常数。研究为后续航天器空间服役状态在轨监测提供参考。     

叶轮机械全环非定常大规模并行模拟程序设计

为了更加精确地模拟叶轮机械内部复杂的三维非定常流动,开展了全环网格模拟方法探索,提出了针对滑移面的守恒变量插值和高效的大规模并行计算解决方案。基于千万亿次高性能计算平台,自主开发了非定常数值模拟程序,采用单级压气机、1.5级涡轮和3.5级高负荷压气机三个算例进行了程序的验证与确认,以及并行效率测试工作。模拟采用的最大网格数为2亿,计算核心数为4096个。结果表明:程序计算得到的整体气动性能与试验数据吻合良好;程序所采用的全环非定常计算模型能保证交界面处物理量的连续,削弱非物理熵增,得到更加可信的流场解;所采用的METIS的网格分区方法以及MPI并行策略使程序具有良好的负载均衡和并行效率;同时程序对超大规模的复杂问题具备良好的可扩展性和适应性,能够满足工程实际问题的流动分析和叶轮机械的精细流动研究要求。     

发动机喷流对飞行器底部流动影响数值模拟

针对发动机燃气喷流对底部流动的影响开展研究。建立冷喷与热喷计算方法,与经典的高压空气尾喷管喷流试验数据进行了对比,验证了本文建立的三维喷流方法的可靠性。对本文选用的飞行器外形采用冷喷与热喷方法开展了对比计算并与飞行试验值进行比较,分析了两种方法结果的差异。采用热喷方法对来流马赫数 2.5 ,不同飞行高度及喷管进口总压开展计算,研究飞行高度及喷管进口总压对发动机喷流及底部流场的影响。结果表明,保持飞行高度、来流马赫数不变,喷管进口总压增加,底部压力系数逐渐提高。燃气质量浓度最大值位于底部空腔的壁面处,且保持一个恒定值。保持喷管进口总压、来流马赫数不变,飞行高度增加,喷流高速区向后移动且中心区最大马赫数增加。在一定飞行高度下,底部压力系数由负转正,即飞行器底部会出现正推力,这对飞行器的射程会产生重要影响,需要提前评估。     

减小导弹超声速大攻角斜吹力矩的边条布局及其原理分析

针对正常式布局导弹外形,在保证其它气动性能不变的情况下,提出了一种减小超声速大攻角情况下斜吹力矩的边条布局,使该类导弹在大攻角下实现极高机动能力成为可能。以计算流体力学为主要手段,分析了此种边条布局减小斜吹力矩的作用原理,即边条对翼面局部流场的干扰影响了翼面压力的分布与大小,从而使得翼面的滚动力矩降低。