红外空空导弹头罩热应力分析

以红外空空弹头罩为研究对象,利用气动加热工程计算方法提供的热流密度为输入条件进行了热载状态下结构的瞬态温度场和热应力分析,并以电弧风洞试验进行验证,试验结果与计算结果吻合,表明本文方法具有一定的精度,能满足工程设计要求。利用文中的分析方法,提出降低红外头罩热应力的改进建议。     

隔离Boost变换器用反激箝位的研究

隔离Boost变换器具有高频电气隔离、易于多路输出、输入电流纹波小、负戢短路时可靠性高等优点。但是由于变压器漏感存在,开关管关断时升压电感电流无法瞬时流入变压器,从而在开关管两端产生浪涌电压。本文通过增加一个与升压电感耦合的反激线圈和一个连接到输出电容的整流二板管,构成反激箝位电路。在开关管关断时,反激整流二级管导通,将升压电感中存储的部分能量传输到输出电容,从而限制了升压电感两端的电压,达到箝位的目的。文中研究了升压电感和反激线圈的匝比对反激箝位作用的影响。500W原理样机的实验结果显示,该电路起到了箝位作用,改善了元器件工作环境。     

载人登月飞行模式研究

针对载人登月任务,基于近地月之间交会对接点和火箭发射次数,将载人登月初步归纳出七种飞行模式,并从飞行模式、飞行模块质量、系统可靠性等方面详细分析各种登月飞行模式的优缺点,得出了较优的登月模式。根据我国的航天运输系统发展,提出了有限规模和大规模载人登月模式,给出了我国载人登月工程的发展建议。
     

基于半参数建模的弹道目标实时滤波

设计弹道目标的实时跟踪滤波器时,精确的动态建模和测量系统误差自校准是提高滤波精度的重要手段。基于补偿最小二乘原理和Tikhonov正则化定理,将难于参数化的复杂运动成分和测量系统误差表示为非参数分量,建立了基于半参数化建模的弹道递推模型和实时滤波算法,并详细设计了半参数建模时所需的光滑因子、正则化矩阵和窗口宽度等建模参数的在线选取方法。仿真实验和实际数据的计算结果表明,非参数成分可以有效地补偿状态模型误差,且可在线校准测量系统误差,显著改善弹道估计精度。算法已初步应用于实际飞行任务,其中的递推建模方法和参数选择策略对其它实时滤波器的设计同样有参考价值。     

一种负阶跃力源上升时间的评价

介绍了一种负阶跃力源上升时间的测量过程,通过在脆性材料断裂试件两侧粘贴细导线,获得其上下两个端面断裂时间差的测量结果,从而估计获得该动态力源产生的负阶跃力的上升时间,对于钢质材料,上升时间可小于30μs,低时可达到12.5μs.而对于陶瓷材料,上升时间可小于10μs,最低时可达到1μs.该结果可用于动态力源的设计和力传感器动态特性校准的参考.     

等离子体气动激励扩大低速轴流式压气机稳定性的实验

在低速轴流式压气机孤立转子实验台上进行了等离子体气动激励扩大压气机稳定性的实验研究.研制了等离子体气动激励处理机匣,通过比较一定转速下施加等离子体气动激励前后的压升系数和流量系数,研究压气机稳定性的变化.施加等离子体气动激励后,转速为900 r/min和1 080 r/min时,压气机近失速流量系数分别降低5.2%和5.07%.等离子体气动激励电压增大后,扩稳效果更好.在距离转子叶片前缘49.5%弦长处施加等离子体气动激励,扩稳效果更好.      

航空发动机的支持向量机自适应PID控制

首先介绍了支持向量机(SVM)的原理, 建立了支持向量机回归(SVMR)模型.将SVMR与基于支持向量机的控制器相结合, 组成自适应PID支持向量机控制(SVMC)系统.最后用于某型航空发动机, 通过在选定的设计点处进行控制系统的设计, 利用支持向量机强大非线性映射能力、网络结构的自动最优化特性, 使控制系统在发动机偏离设计点工作时控制系统仍保持很好的性能.为通用非线性控制提供了一种新的控制思路.      

中国空间地球科学发展现状及未来策略

空间地球科学是以空间对地观测为主要信息获取手段,研究地球系统的各圈层及之间的相互作用、过程与演变,对地球进行系统研究的综合性交叉学科.为纪念空间科学学会成立40周年,本文系统回顾了中国空间地球科学的发展历程,分析当前面临的机遇与挑战,进而提出中国空间地球科学未来发展的建议.     

智能电子花样机控制系统设计与仿真

嵌入式系统软硬件协同设计技术对于提高研发效率及系统质量非常重要.在分析智能电子花样机嵌入式系统结构与特性的基础上,重点研究了电子花样机机电系统的运动控制方法与仿真原理.进而,设计并开发了电子花样机机电控制系统仿真环境,该仿真环境有助于电子花样机主控系统的开发、调试以及正确性验证.     

高压氢氧火箭发动机推力室燃烧稳定性分析

针对高压氢氧火箭发动机推力室不设置隔板喷嘴和声腔的结构方案,利用火焰传递函数+低阶声学模型的解耦预测仿真方法,分析了不同喷注参数和结构参数下燃烧室的燃烧稳定性裕度。采用非定常雷诺平均NS方程(URANS)计算同轴直流喷嘴非稳态燃烧过程以获取火焰传递函数,其中采用Soave Redlich Kwong(SRK)状态方程计算密度等物性参数;考虑到同轴直流喷嘴的火焰长度与声波量级相当,采用分布式火焰结构进行火焰传递函数建模。采用商业软件COMSOL计算加载了火焰传递函数的燃烧室声学模态,使用模态增长率为评定标准,预测燃烧不稳定性。结果表明,给定不同燃气/氧喷注速度比、混合比、相对喷嘴压降、缩进深度比、富氢燃气喷前温度等各工况下,预测得到的燃烧室均未出现燃烧不稳定现象。在推力室设计中通过增加燃气/氧喷注速度比或降低燃烧室混合比,有利于提升燃烧稳定性裕度。所做工作为高压氢氧火箭发动机喷注器设计及燃烧稳定性裕度评估提供参考。