非正交弧线齿面齿轮齿面设计及根切研究

非正交弧线齿面齿轮是以端面渐开线弧线齿圆柱齿轮为假想刀具包络展成的面齿轮。根据面齿轮啮合原理推导了非正交弧线齿面齿轮齿面方程,结合Matlab数学模型和根切理论研究了该种面齿轮的根切现象,计算出面齿轮不产生根切的最大内径,并通过Catia仿真滚齿来验证计算的准确性。该研究旨在提出一种新型非正交面齿轮,通过理论推导及仿真模拟来研究该种面齿轮的根切现象,在此基础上探究非正交弧线齿面齿轮的内径影响因素。研究结果表明:在同等参数下,当位置参数增大时,刀具渐开线截面高度和内径逐渐减小,当刀具圆弧半径增大时,内径逐渐减小,刀具渐开线截面高度逐渐增大。     

0.3 m低温风洞液氮供给系统研制

基于系统级的一维热流体模拟分析,建立了适用于研究分析0.3 m低温风洞液氮供给系统的数学模型,并开展了系统漏热、两相流及缓冲罐中液氮容积等流体动力学分析;在系统现有控制策略及试验数据的基础上,基于该数学模型开展了系统压力动态响应分析,获得了在阀门动态调节过程中管网压力的瞬态响应,计算结果与试验值的总体误差控制在10%以内。喷射压力一致化改造避免了阀间干扰,添加的回流管道消除了供给末端的两相流现象,使喷射压力控制精度达到1.1%,调节时间减少到23 s,实现了风洞总温快速安全调节和精确控制。     

脉冲爆震燃烧室出口燃气能量分布特性

为了提高脉冲爆震燃烧室出口燃气能量转换效率,采用数值计算方法,研究了带气动阀和爆震增强结构的脉冲爆震燃烧室出口燃气能量分布特性,结果表明:脉冲爆震燃气的膨胀过程先后经历一次膨胀、二次膨胀和过度膨胀3个阶段,单个周期内二次膨胀阶段的时间和能量占比最大;燃烧室出口燃气压力势能、动能、内能和能流密度的分布主要受燃气压力的影响,且变化规律与燃气压力一致;一次膨胀阶段燃气增加的压力势能、动能、内能分别占单个周期的479%、259%、251%;二次膨胀阶段燃气增加的压力势能、动能、内能分别占单个周期的502%、576%、581%。     

小样本条件下多应力加速寿命试验预测方法

鉴于导弹中的电子设备价格昂贵、可用于试验的样本量少,在开展加速试验以及寿命预测的实际工作中通常为小样本的背景。文章研究探索小样本条件下多应力加速试验寿命预测方法,分别建立通用对数线性模型、 BAS-BP神经网络模型、灰色–支持向量回归模型,结合多应力加速试验数据在各应力条件下的样本容量分别为 56组、20组、10组、5组的情况下,比较 3种模型的预测效果,分析各模型的适用场合和时机,探索小样本条件下模型的选优问题,为小样本条件下多应力加速试验寿命预测提供有益的借鉴。     

最小数据丢失量的地月中继卫星任务调度研究

月球背面的探测器必须依靠地月中继卫星进行数据传输与通信。地月中继任务包括实时性任务和延迟容忍类任务,如数传任务。当探测器等待传输的数据量超出用户存储容量时,延迟容忍类任务会由于探测器本地存储资源不足和地月中继卫星天线资源受限而无法完成,导致任务数据丢失,所以需要设计一种合理的地月中继任务调度策略,提高地月中继卫星的资源利用率,减少数据的丢失。对地月中继卫星任务调度进行了研究,在分析地月中继卫星数传任务的特点及用户的存储限制的基础上,以最小化数据丢失量为优化目标,建立了地月中继卫星任务调度模型,并设计了一种基于离散烟花算法（DFWA）的地月中继卫星任务调度算法。仿真数据分析表明,基于离散烟花算法的地月中继卫星任务调度算法在求解结果上优于遗传算法,是一种合理、有效的调度方法。     

eLoran系统ASF网格应用算法研究

ASF网格是提高增强型罗兰（Enhanced Long Range Navigation,eLoran）系统精度的重要方法。根据所在网格四个顶点的附加二次时延（Added Secondary Factor,ASF）值通过网格应用算法得到待测试点的ASF值,一定程度上比公式计算的ASF值更准确。在计算过程中,用户四个顶点ASF值的测量误差会传递给用户,同时内插算法本身也会引入误差,此时内插算法的选择尤为重要。本文通过仿真、分析比较几种常用的内插算法,得出结论：反距离插值算法引入的误差最大,双线应插值算法引入的误差最小,而且误差呈现一定层次感,网格从内到外误差逐渐减小。     

地外人工光合成装置研制与试验

原位资源利用技术是地外生命保障体系构建、实现人类地外生存的有效途径,是载人深空探索的核心技术。基于微通道技术的人工光合成反应器,采用流动反应器设计,用于低微重力等特殊环境条件下模拟人工光合作用,实现CO２向O２和含碳燃料的转化。微通道芯片通过气液剪切作用力使气体反应产物快速脱离电极表面并随反应介质排出反应器,理论上可以克服微重力条件对反应过程的影响,尚需进行微重力试验进行验证。同时,微通道结构可以通过精确控制反应气液的压力、流速、流量比等反应条件,获得优化的反应条件。通过地面试验,验证了该反应器将CO２还原为O２和含碳化合物的功能可行性。以Au和Ir/C作为阴极和阳极材料,3V电压条件下,O２产率可达11.74mL/h。此外,基于人工光合成反应器搭建了集反应模块、控制模块、流路驱动模块以及检测模块等于一体的地外人工光合成装置,形成原位反应、介质供给、精确控制、在线收集和检测等功能一体化的系统,并实现CO２有效转换和O２供给。为后续技术成熟度更高的反应装置研制、高产物选择性的含碳化合物转化以及人工光合成反应装置在轨试验奠定了理论和实践基础。     

基于位移和力值组合的静重式力标准机砝码加卸载控制方法研究

介绍了一种基于位移和力值组合的静重式力标准机砝码加卸载的控制方法,通过监测砝码的移动量和参考力传感器叠加系统的力值量,实时调整加卸载机构的加卸载速度,以实现对被检力传感器的平滑加卸载的目的。该方法有效解决了吊挂在加载过程中产生较大摆动,影响力标准机复现力值准确度的问题,同时也消除了力值过冲现象,避免了因逆程效应而导致的力传感器输出偏差。     

一种小天体旋转参数估计方法

小天体旋转参数是科学数据,也是小天体测绘,着陆导航的基础数据.研究一种在小天体探测接近段过程中使用的基于图像上特征点跟踪和扩展卡尔曼滤波器的小天体旋转参数估计方法.该方法首先建立小天体旋转关系模型,表示小天体在相机坐标系中的姿态变化;然后定义小天体旋转的状态方程,推到了扩展卡尔曼滤波器的计算过程.通过对观测图像序列上的特征点跟踪,利用扩展卡尔曼滤波器方法得到小天体旋转轴指向和自转角速度估计.实验中,在仿真相机与小天体相机100 km距离上,分析了相机坐标系小天体坐标系之间的四元数初值,图像上特征点跟踪精度,相机的观测指向等因素对小天体旋转参数估计精度的影响.实验结果表明,提出的基于图像特征点跟踪和扩展卡尔曼滤波器的小天体旋转参数估计方法能够得到具有较高精度的估计结果.     

基于纳米吸能流体的火工点式分离装置缓冲技术研究

运载火箭火工点式分离装置工作时具有强冲击载荷特性,为有效降低冲击峰值,提出了一种基于纳米吸能流体结构的冲击缓冲技术。首先进行纳米吸能流体的吸能原理研究,建立其本构关系,揭示影响其吸能密度的主要因素;其次开展火工装置有限空间内的纳米吸能流体缓冲结构设计;最后通过有限元仿真与试验验证其缓冲性能。试验结果表明,本文设计的基于纳米吸能流体的缓冲结构,吸能密度高达122.8 J/g,冲击力峰值较空载条件下降了59.2%,冲击加速度峰值下降了63.4%。