布置真空绝热板的冷藏集装箱内温度分布

为研究布置真空绝热板对冷藏集装箱内温度分布的影响,以20ft机械式冷藏集装箱为研究对象,建立箱内空气对流与换热的物理和数学模型。采用标准k-ε紊流模型,对稳态下的真空绝热板冷藏集装箱和聚氨酯冷藏集装箱内温度场分布情况进行模拟仿真。模拟结果表明:采用真空绝热板作为保温材料,冷藏集装箱箱内温度场分布状况明显优于聚氨酯冷藏集装箱,而且平均温度能够降低0.8K。最后,对20ft实体聚氨酯冷藏集装箱进行实验,仿真与实验结果能够较好吻合,验证了模型的准确性。     

动网格区域对叶片颤振流固耦合计算效率及精度的影

采用分区动网格对叶片进行流固耦合分析时,动网格区选取不当,会影响计算效率及精度。考虑到叶片振动主要影响叶片周围的流场,取叶片附近区域为动网格区,并通过弹性体法实时更新其内部网格。采用RANS方程描述流场,并通过SIMPLE算法求解流场得到叶片表面静压。通过直接积分法求解叶片振动控制方程得到叶片响应。通过叶片振动与流场之间的迭代求解实现流固耦合计算。采用对数衰减率评估叶片振动的稳定性,对数衰减率为0时的压比即为颤振临界压比。计算了轴流压气机叶片的颤振边界,并研究了动网格区对计算效率及精度的影响。结果表明,对于叶高为0.17m左右的轴流压气机叶片来说,取动网格区外边界到叶片的距离与叶片最大位移的比值约为2时,能够在保持计算精度的前提下,最大限度地提高计算效率,计算时间比全域动网格减少了13.4%,颤振临界压比的计算值相对全域动网格的误差为0.49%。     

层次灰色准优势分析模型及应用

灰色准优势分析是重要的系统分析方法之一。为了克服已有灰色准优势分析模型没有考虑不同系统行为特征重要性差异及不能应用于由多层次相关因素构成的复杂系统分析的局限性,本引入加权平均合成法构造了复杂系统不同层次上相关因素绝对关联度的计算方法,建立了具有更广泛应用领域的层次灰色准优势分析模型,并以江苏省科技系统为例进行实证分析,验证了所建模型的有效性和实用性。本的结果拓展了灰色准优势分析的应用范围,为科学分析由多层次相关因素构成的复杂系统提供了一个新途径。     

小型无人直升机自动起降控制技术研究及验证

针对无人直升机有/无地效悬停状态的飞行特性,综合考虑在自动起飞与自动着陆过程中无人直升机过渡状态存在明显的差异,开展了无人直升机自动起降过程控制特性研究,给出了无人直升机自动起降控制策略及其控制律,进行了半物理仿真,并将研究成果应用到样例无人直升机的自动起降控制中,较好地实现了样例无人直升机的自动起降功能并满足相应的控制要求。     

飞机燃油箱可燃性适航条款分析

分析燃油箱可燃性适航条款的历次修改,对当前适航条款进行梳理,总结出符合性验证的思路,同时对比了欧美适航当局对该条款要求的异同,有助于把握正确的燃油箱可燃性研究方向,利于项目和型号设计的工作开展.     

热模锻造对Ti-24Al-15Nb-1.5Mo/TC4双合金界面连接强度与组织的影响

研究热模锻造经真空电子束焊接的Ti-24Al-15Nb-1.5Mo与TC4双合金焊缝界面的显微硬度变化、合金元素扩散趋势、显微组织特征和拉伸性能。结果表明,焊后未经任何处理的的试样焊缝边界处Al和Nb含量有突变;经700℃保温12h,AC(空冷)的焊接件焊缝区显微硬度最高,HV0.98平均值达3780MPa;经热模锻造和热处理后,合金元素扩散充分,显微组织均匀,显微硬度均匀。焊接接头拉伸试验表明,经38%变形,1020℃锻造,700℃保温12h,AC处理的试样,高倍组织为双态组织,拉伸性能最好,室温延展率达16.5%,断面收缩率达44.5%。     

摄动力对绕飞小行星航天器轨道的影响

绕小行星运行的航天器由于受到摄动力的影响,运行轨迹会偏离二体假设下的圆锥曲线轨道。分析摄动力对航天器轨道的影响是测量控制系统设计的先导。以绕飞谷神星的航天器为例,考虑各种摄动对航天器轨道的影响,建立了非球形摄动力、太阳光压摄动力以及太阳引力摄动力的数学模型,从理论上分析了这些摄动力对航天器绕飞轨道的影响,并仿真验证了理论分析结论,直观描绘了所有摄动作用下小行星的椭圆绕飞轨道。     

基于弹道模型的磁测系统偏航干扰误差分析

常规弹丸在使用地磁算法测量滚转角的过程中,常将偏航角设为0°解算弹丸滚转角。当弹丸在飞行过程中偏航角发生变化时,滚转角解算精度受到一定影响。针对偏航角变化带来的误差与多种因素有关,且规律不清楚。在建立偏航角误差系数的基础上,使用Matlab软件建立了弹丸在不同偏航角、俯仰角、射向条件下的误差模型。首先建立了横风修正的质点弹道模型,通过蒙特卡罗方法仿真弹丸的轨迹分布,分析了弹载环境下磁测算法的滚转角误差,并验证了误差系数的准确性。通过仿真验证,误差系数可以较准确地表示滚转角误差与偏航角变化之间的关系,误差系数计算的误差与理论误差的差值小于10%,为后续实弹试验做好理论准备。     

基于离子电推进系统的航天器有效载荷能力分析

为预估与提高航天器有效载荷能力,结合航天运输系统理论与离子推力器放电模型,对深空探测任务中以离子电推进系统为主要动力来源的航天器有效载荷能力进行了分析。通过理论推导,构建并揭示了有效载荷分数与深空探测任务参数和电推进系统性能参数的函数关系与潜在联系。结果表明:动力装置单位质量越小,航天器所能达到的最佳有效载荷分数越大;有效载荷分数的高低与离子引出份额、原初电子利用率参数的大小以及任务时间的长短呈正相关;当离子电推进系统可以达到更高的载荷比时,则需要更高的工质利用率作为支持。     

离子推力器放电室阳极壁面电流密度分布特性研究

为了准确掌握离子推力器放电室阳极壁面电流密度分布特性,并深入理解阳极壁面处等离子体运动特性,设计了近阳极壁面等离子体诊断的具体实施方案,并基于LIPS-200离子推力器开展了近阳极壁面处等离子体诊断试验研究,得到了主要磁极附近壁面等离子体参数,并得到阳极壁面吸收电流密度分布特性。试验结果表明：LIPS-200离子推力器阳极壁面处主要磁极附近的等离子体密度范围为,测试点的电子温度范围为,壁面电流密度范围为;柱段壁面电子温度相对锥段较低,但电流密度较大,尤其在中间极靴位置电流密度最大,约为阴极极靴处电流密度的3倍,约为屏栅极靴处电流密度的2倍,阳极电流主要在放电室中间极靴处发生损失。