薄板坯连铸结晶器电磁制动的热模拟实验

本文以Sn作为模拟合金，测定了有无电磁制动条件下结晶器的二维速度分布。实验结果表明；电磁制动对于减轻液面波动，改善薄板坯连铸结晶器内的流场有明显效果。此项工作对于板坯连铸结晶器电磁制动器的设计和工艺参数的确定具有一定的参考价值。     

GH2132材料对接焊接头不同温度疲劳寿命试验研究

对GH2132材料对接焊接头进行了两种不同温度（360℃和410℃）下的静载拉伸试验和疲劳试验。静载拉伸试验结果表明．应变速率对GH2132对接焊接头的断裂载荷影响不大。由疲劳试验结果得到了两种温度下的S-N曲线，利用该曲线和有限元分析预测了某GH2132材料对接焊构件焊接接头处的疲劳寿命，结果表明所得寿命满足此构件的设计要求。     

超光滑玻璃表面粗糙度测量结果研究

为分析测量仪器对测量结果的影响及结果差异的工艺原因,选取K9玻璃材料分两步在某抛光机上进行浮动抛光,用依据四种不同测量原理的表面形貌测量仪测量所加工的超光滑表面,对比各仪器测量结果,得出该试件表面实际所达到的精度;分析各仪器测量原理、分辨力决定因素,区分造成测量误差的原因及它们各自对粗糙度参数的影响,得到该超精密加工条件下,玻璃工件表面粗糙度测量仪器选择原则和注意事项.     

一个超冗余度移动操作臂机器人系统的实现与运动控制

冗余度或超冗余度移动操作臂机器人可在空间站上为宇航员提供很大的帮助.对一个超冗余度移动操作臂机器人系统的设计和实现作了介绍,这个系统由一个8自由度的模块机器人和一个1自由度的电机驱动的导轨组成;对该系统的逆运动学解法进行了讨论,提出了一种基于避关节极限与位形优化的简化逆运动学控制方法;并提供了仿真和实验结果.     

结温可控的晶体管稳态工作寿命试验方法研究

在分析了现行标准中晶体管稳态工作寿命试验方法存在问题的基础上,认为在现行的稳态工作寿命试验中没有对晶体管的结温实施测量和控制,是导致试验结果不准确的重要原因.旨在提高晶体管稳态工作寿命试验方法的可信度,提出了一种在试验过程中实时测量并严格控制晶体管结温在最高允许结温附近的稳态工作寿命试验方法.以3DD820,3DD15D (F2金属封装)双极晶体管为实验对象,对结温可控的晶体管稳态工作寿命试验方法进行了验证.模拟试验数据分析结果表明,该试验方法可以有效地提高晶体管稳态工作寿命试验方法的可信度.     

基于融合算法的航空发动机涡轮前温度最优控制

涡轮前温度是航空发动机的关键控制参数之一,在保持发动机推力不变的前提下,降低涡轮前温度可以有效提高发动机使用寿命,涡轮前温度最优控制是降低涡轮前温度的有效技术途径.本文研究了航空发动机涡轮进口温度的在线优化问题,并根据该优化问题的特点,提出了一种基于小生境遗传算法(NGA)与非线性规划(NLPQL)相结合的混合优化算法...     

应用信标模式测速的实现方法及论证

根据未来固体火箭型号试验越来越多,首区无线电设备受火箭尾焰干扰的情况以及测控体制的发展要求,探讨了利用信标模式[1]进行高精度测量时所面临的工程问题,包括信标模式下测量值的误差项分析,减小测量误差的方法等内容。     

一种新型卫星携气瓶推力器喷气时长计算方法

卫星自主编队保持通常采用开环控制模式,需要星载计算机(AOCC)根据推进系统的工作状态实时计算喷气时长。由于AOCC计算能力有限,在携气瓶推力器仿真测试过程中采用的速度增量关机方式不适用于在轨喷气时长的计算。为减小AOCC运算量,提高控制精度,开展了携气瓶推力器的动力学建模仿真,进行了寿命期间的性能分析。针对该时变推力模型,设计了AOCC喷气时长计算方法。通过推力的状态传递和推力预测,构造了以喷气时长为变量的代数方程,并将该方法应用到一组多次喷气情况下的喷气时长计算。仿真结果显示:与以往基于单点测量的推力器喷气时长的计算方法相比,采用该方法计算的喷气时长更接近理论值,能够有效提高卫星自主编队保持的控制精度。     

基于2.5维小型化设计的UHF频段高性能超材料吸波体

提出一种基于2.5维小型化设计的高性能超材料吸波体,其吸波频带覆盖全球范围内超高频射频识别(Ultrahigh-frequency radio frequeny identification,UHF-RFID)系统工作频段。该吸波体结构借助多个金属化过孔增加回路电长度进行小型化并拓展吸波带宽,通过单独调节上下表面衰减电阻阻值缩小此过程中介质板厚度带来的极化差异。单元尺寸被缩小至13.6 mm×13.6 mm,约为中心频率波长的1/60。仿真和实验结果表明,该2.5维小型化高性能超材料吸波体在840～960 MHz的频带范围内平均吸收率超过99%,相比已公开文献,95%吸波带宽提高45%以上,可用于改善受限空间中RFID系统的可靠性。     

Damage Initiation and Propagation in Composites Subjected to Low-Velocity Impact:Experimental Results,3D Dynamic Damage Model,and FEM Simulations

A three-dimensional dynamic damage model that fits both small and large damage sizes is developed to predict impact damage initiation and propagation for each lamina of T300-carbon/epoxy laminations. First,13 specimens of the same lamination sequence are subjected to three different impact energies(10 J,15 J,and 20 J).After the impact,the laminates are inspected by the naked eye to observe the damage in the outer layers,and subsequently X-rayed to detect the inner damage. Next,the stress analysis of laminates subjected to impact loading is presented,based on the Hertz contact law and virtual displacement principle. Based on the analysis results,a threedimensional dynamic damage model is proposed,including the Hou failure criteria and Camanho stiffness degradation model,to predict the impact damage shape and area. The numerical predictions of the damage shape and area show a relatively reasonable agreement with the experiments. Finally,the impact damage initiation and propagation for each lamina are investigated using this damage model,and the results improve the understanding of the impact process.