空间站工程海上应急救援保障新模式研究

载人空间站工程阶段,载人飞船发射任务呈现出高频度、常态化的特点,对上升段海上应急救援提出了新的要求。通过对国内外载人飞船海上应急搜救的现状分析,设计并提出了我国空间站工程海上应急救援保障新模式：在组织实施上,将交通运输部救捞系统纳入载人航天任务指挥系统,实现快速的应急响应和平战转换;在装备保障上,返回舱打捞、搜索定位、医疗救护系统、通信系统与船舶平台一体化设计,核心装备随船使用,尽量做到不拆不卸。最后,对现有模式和新模式进行了综合效益比较。     

操作系统实时性指标研究与测试结果分析

为研究操作系统的实时性能指标及其影响因素,以常用的实时操作系统与通用操作系统作比较,通过编写测试用例和测试程序,使用基于硬件的μs级计时器获得时间参考,测试出影响系统实时性相关的参数,并通过对比Windows和RTX+Windows的实时指标,评估系统的实时性能,结果为数值分析和研究报告。实时性测试方法可以使用户在特定的领域选择适用的实时操作系统。     

热处理对挤压态 Mg -8Er 合金组织性能的影响

对挤压态 Mg -8Er 合金在再结晶热处理过程中组织、织构的演变以及相应的力学行为进行了系统表征,在此基础上分析了塑性变形机理。结果表明,挤压态 Mg -8Er 合金在500℃条件下退火时,随着保温时间的延长,再结晶组织的逐渐形成,织构出现明显的随机化,织构强度也显著弱化,合金的室温塑性也随之提高。热处理态 Mg -8Er 合金的塑性大小主要取决于再结晶程度的大小。再结晶程度高的合金织构也更加随机化,从而获得高塑性。     

电传飞控系统供电保护方法

针对电传飞控系统上电开关的有无所带来的问题,提出了一种优化的供电保护策略。分析了具有上电开关的电传飞控供电方案的缺点,讨论了基于心理惯性思维的解决方案,基于TRIZ创新思维方法针对取消上电开关所引起的技术矛盾进行了分析,将电传飞控系统用电分为地面与机上两个层次的实施方案。分析表明,所提出的供电保护方案能够大大降低地勤的工作负担、提高系统的可靠性及工作的安全性。     

复合推进剂中铝粉粒度对分布燃烧响应和粒子阻尼特性影响

针对不同初始铝粉粒度的含铝复合推进剂,对其燃烧产物粒子阻尼特性和铝粒子分布燃烧响应特性进行了试验研究。试验结果表明:粒子阻尼的大小取决于流场中的凝相燃烧产物粒径分布和振荡频率,与推进剂中铝粉初始粒度基本无关;粒子阻尼预估方面,采用单一粒径预估的阻尼值与实际测量的阻尼值相比,仍存在一定的误差(10%),需要进一步改进;分布燃烧响应方面,在同一振荡频率范围内,分布燃烧响应特性与复合推进剂中初始铝粉粒度有关,即初始铝粉粒度越大,在燃烧过程中产生的分布燃烧增益越大,这对于发动机燃烧的稳定性是十分不利的。     

基于非线性模型预测控制方法的航空发动机约束管理

针对目前航空发动机控制系统普遍采用Min-Max选择逻辑处理输出量约束的方法具有一定保守性的问题,设计了非线性模型预测控制器,提出在非线性序列二次规划(SQP)算法中加入罚函数实现航空发动机输出量约束管理.仿真结果表明:无论是否触及输出量约束限,非线性模型预测控制器都比Min-Max控制逻辑动态响应更快,在达到限制线时更加明显,此时调节时间从1.16s下降到0.82s,且几乎没有超调量.      

旋转惯导中加速度计尺寸效应误差分析及补偿

 对旋转调制惯导转位过程中系统精度受加速度计尺寸效应影响的问题进行了研究。通过分析尺寸效应引起惯导系统(INS)导航误差的机理,推导了尺寸效应作用下加速度测量误差与速度误差的解析表达式。根据理论分析结果,分别给出了以速度误差和加速度误差作为观测量进行尺寸参数辨识的方法,并进行了必要讨论。结合旋转惯导转位过程中的速度误差特征,选取加速度测量误差为观测量对尺寸参数进行试验标定,尺寸参数辨识精度优于1.29 mm(1σ)。在此基础上给出了尺寸效应误差补偿方法,并在不同初始方位下对补偿效果进行试验验证,结果表明,通过尺寸效应补偿可以有效提高旋转惯导转位过程中的速度精度。     

压气机中介机匣几何结构的试验验证

对4个压气机中介机匣试验件进行了试验研究,包括原型、优化模型、支板根部前掠及流道延长4种方案.试验利用压力扫描阀及气动探针对试验件进出口总温、总压,上下壁面,大支板50%叶高处的静压进行测量,分析几何结构对中介机匣性能的影响.试验结果表明:增加流道轴向距离可提高中介机匣性能;优化后中介机匣壁面型线可改善进出口总压分布;下壁面型线对流动加减速有重要影响,优化后压力分布较平稳;优化需考虑支板影响.      

基于等离子体激励的飞翼布局飞行器气动力矩控制

以飞翼布局飞行器所面临的飞行控制问题为背景,采用气动力测量技术和粒子图像测速(PIV)技术,在来流风速为8.2 m/s时,研究了介质阻挡放电等离子体激励器对飞翼布局飞行器气动力矩的作用.研究结果表明:在飞行器不同位置布置不同的激励器,可以实现对飞行器滚转、偏航及俯仰力矩的控制;改变激励电压,实现了对气动力矩的比例控制;通过与常规舵面的舵效进行比较,采用等离子体激励器获得的气动力矩控制,可以达到常规舵面一定偏转角度的控制效果.流场测量结果表明:等离子体激励器对飞翼布局飞行器气动力矩的控制,主要是通过控制流动分离和前缘涡破碎点位置的变化来实现的.因此,可以考虑应用等离子体流动控制技术来增强传统的舵面控制,并在提高控制效率的基础上,使其成为一种新型的飞行控制方式.     

战斗部内爆对舰艇舱室的毁伤效应仿真

采用有限元方法建立了舰艇内爆模型,仿真计算了不同壁厚舱室结构在反舰导弹战斗部内爆作用下的毁伤效应。结果表明,战斗部在舰艇舱室内内爆时,冲击波是对舰艇舱室造成毁伤的主要因素,在舰艇舱室角隅部位,由于冲击波的反复叠加,造成的毁伤更为严重;同时,舰艇舱室的焊接质量是影响舱室结构强度的重要因素。