多光谱CVD硫化锌材料的磨削去除机理

为了探究红外光学材料多光谱CVD硫化锌的磨削加工去除机理,对抛光后的多光谱CVD硫化锌材料进行显微压痕和金刚石单颗粒刻划实验研究,并采用金刚石砂轮对材料进行磨削加工。实验研究表明,多光谱CVD硫化锌材料在机械去除过程中出现了弹性和塑性变形现象,萌生的裂纹和破碎主要沿晶界、刻划方向、磨削纹理方向扩展,小的压力可抑制裂纹的萌生和扩展,采用尖头金刚石颗粒可获得破碎和裂纹更少的表面,采用垂直磨削法,磨削后形成了自中心至外缘呈周期性、散射状的磨削纹理。本研究可为多光谱CVD硫化锌红外透镜的精密、超精密加工提供技术依据。     

基于MDO策略的民用航空发动机概念设计研究

以某型民用涡扇航空发动机概念设计为例,集成了总体方案（包括热力循环分析、质量评估、噪声评估、氮氧化物排放评估）、风扇（包括气动设计、强度分析）、低压涡轮（包括气动设计、强度分析）3个子系统,以设计点耗油率、整机质量、飞越状态总声功率级、进近状态总声功率级和燃烧室氮氧化物排放量为优化目标,进行了基于多目标的整机多学科设计优化（MDO）的研究。对比研究了单学科可行(IDF)、协作优化(CO)和不对称子空间优化 (ASO)3种典型的优化策略及其在整机MDO中的应用,探讨了整机 MDO的建模方法、子系统间数据传递及解耦方式。结果表明:3种策略优化效率相当,优化时间最大相差742s;CO策略与ASO策略在整机MDO应用中优化效果较好,综合评价指标分别降低了0.82%和0.86%。      

液体火箭发动机燃烧室壁面热流测量方法研究

为了研究液体火箭发动机燃烧室的壁面热载荷,提出了一种简单、准确的燃烧室壁面热流测量方法。通过发动机热试,测得了距燃烧室壁面不同径向深度的瞬态温度数据,采用一种基于分离变量的数据处理方法,最终得到燃烧室壁面热流和壁面温度。研究表明,提出的热流测量方法能够准确获得燃烧室壁面热流和壁面温度且不会放大误差。发动机热试的瞬态过程中,温度的响应存在明显的迟滞性,5s时间不足以使温度达到稳态。而燃烧室壁面热流响应迅速,达到稳态所需时间在2 s左右,且热流的变化规律与燃烧室压力变化规律一致。     

粒子群算法在机动指令跟踪控制器中的应用

基于Backstepping的设计思想设计了机动轨迹跟踪控制律,以实现战机某些预定的战术机动动作。首先,将飞行动力学模型和运动学模型分解为三轴方向的相对简单的子系统,然后采用反步法分别设计控制律,使得整个系统渐近稳定。由于控制器中含有可调参数,每次跟踪不同的参考轨迹都需要重新设定控制器参数值才能达到良好的跟踪效果,因此利用粒子群算法对控制器参数进行了优化整定,从而保证控制器的自适应性。最后,以机动动作库中战机的某些机动动作为参考轨迹实现全局渐进跟踪,取得了良好的跟踪效果,验证了粒子群算法在控制器参数寻优中的有效性和可行性。     

自适应空间机动目标跟踪算法

在空间目标跟踪问题中,目标机动导致的模型不匹配问题会导致滤波算法出现滞后现象。为了对空间机动目标进行快速跟踪,在平方根容积卡尔曼滤波〖（Square rootCubatureKalmanFilter,SCKF）的基础上,引入强跟踪滤波（StrongTrackingFilter,STF）的思想,推导得到了次优渐消因子在SCKF中的等价描述。并通过建立以矩匹配方法为基础的自适应机制,设计了兼顾滤波精确性和鲁棒性的自适应强跟踪平方根容积卡尔曼滤波（AdaptiveStrongTrackingSquare rootCubatureKalmanFilter,AST SCKF）算法。仿真结果表明,在目标机动前,AST-SCKF算法和SCKF算法的位置收敛精度相差不足1%;在目标机动后,AST-SCKF算法的位置和速度的收敛精度相对SCKF算法分别提高了95.19%和30.50%,同时,其收敛速度相对SCKF算法分别提高了57.20%和24.68%。     

高超声速飞行器材料与结构气动热环境模拟方法及试验研究

文章介绍了自行研制的石英灯红外辐射式气动加热试验模拟系统以及使用该系统对高超声速飞行器材料与结构进行的高温热评价试验。本热试验系统可实现升温速率高至200 ℃/s的非线性热冲击过程的动态模拟;能够生成1.8 MW/m2热流密度的瞬态非线性热试验模拟环境;能将试验环境温度提高到1 500 ℃。在该热试验系统上完成了如下试验研究: 1）金属蜂窝板结构在高温950 ℃非线性热环境下的隔热性能评价试验和数值模拟;2）对SiC/SiC复合材料试件在1 300～1 500 ℃下的隔热性能评价试验;3）采用轴向非分段加热试验方式对圆柱型壳体结构（长2.1 m）内壁进行高温热环境试验。本试验系统在可控的非线性温升速率、高温高热流密度变化过程的动态模拟、热试验环境模拟的准确性以及非接触式全场高温变形测量等方面的研究成果达到了国际先进水平。     

基于不同模型的固体火箭发动机喷射物熔渣特性分析

固体火箭发动机喷射物中的熔渣是航天器防护和空间碎片风险评估关注的对象之一。文章首先介绍国外熔渣建模试验数据及理论模型,主要有NASA熔渣模型、MASTER2005熔渣子模型（以下简称MASTER模型）和麻省理工大学林肯实验室的MIT/LL熔渣模型;再利用NASA和MASTER模型分析熔渣尺寸-数量和质量特性。MASTER模型给出的熔渣数量和质量均低于NASA模型;且MASTER模型认为约91.8%的熔渣尺寸处于25～200 mm区间;尺寸大于250 mm的熔渣质量占熔渣总质量的88%,但其数量只占熔渣总数量的6.3%。以上研究结果为进一步分析熔渣对空间碎片环境的影响奠定了基础,对我国自主开展熔渣模型研究也有一定的参考价值。     

REMS: The Environmental Sensor Suite for the Mars Science Laboratory Rover

The Rover Environmental Monitoring Station (REMS) will investigate environmental factors directly tied to current habitability at the Martian surface during the Mars Science Laboratory (MSL) mission. Three major habitability factors are addressed by REMS: the thermal environment, ultraviolet irradiation, and water cycling. The thermal environment is determined by a mixture of processes, chief amongst these being the meteorological. Accordingly, the REMS sensors have been designed to record air and ground temperatures, pressure, relative humidity, wind speed in the horizontal and vertical directions, as well as ultraviolet radiation in different bands. These sensors are distributed over the rover in four places: two booms located on the MSL Remote Sensing Mast, the ultraviolet sensor on the rover deck, and the pressure sensor inside the rover body. Typical daily REMS observations will collect 180 minutes of data from all sensors simultaneously (arranged in 5 minute hourly samples plus 60 additional minutes taken at times to be decided during the course of the mission). REMS will add significantly to the environmental record collected by prior missions through the range of simultaneous observations including water vapor; the ability to take measurements routinely through the night; the intended minimum of one Martian year of observations; and the first measurement of surface UV irradiation. In this paper, we describe the scientific potential of REMS measurements and describe in detail the sensors that constitute REMS and the calibration procedures.     

高速巡航导弹翼面结构热-振联合试验研究

由于高速巡航导弹飞行速度快、滞空时间长,在气动加热引起弹翼、整流罩和弹体等部件外表面温度升高的同时,还会伴随长时间的剧烈振动。气动加热产生的热环境会使材料和结构的弹性模量、刚度等力学性能发生明显变化,复杂的机动飞行过程又会使结构中出现较大的温度梯度,引起热应力场的改变,进而对导弹结构的固有振动特性带来严重的影响。以高速巡航导弹翼面结构为研究对象,进行了热环境下的翼面结构热-振联合试验,获得了不同温度条件下翼面结构固有频率等振动特性的变化规律,为巡航导弹弹翼结构在高速、热振动环境下的安全设计提供了可靠依据。     

天基红外系统及空间光电对抗装备进展

随着信息技术的进展,战争已从陆、海、空扩展到外层空间,信息和反导已成为世界军事领域的两大课题。介绍了美国天基红外系统(SBIRS)的作用、组成、最新进展及技术特点,分析了空间光电对抗技术的原理及空间光电对抗装备发展现状。对预警卫星系统和空间光电对抗设备建设具有借鉴作用。