钛合金齿轮LPES法表面强化的电场与流场

针对TC4钛合金齿轮复杂曲面液相等离子体电解渗透(LPES)表面强化放电困难的问题,基于仿真分析和实验验证的方法,建立了齿轮表面强化系统仿真模型,进行了强化系统电场和流场仿真,确定了齿轮复杂表面放电机理,研究了电极系统参数和入口流速对强化层形成的影响。结果表明:齿轮复杂表面放电困难的根本原因在于电场的分布不均。采用啮合形阳极时的电场和强化层均匀性较好。电极距离过小容易造成强化系统的短路,过大时会降低强化层的均匀性和厚度。合理的系统电解液流速对放电的稳定性和强化层的形成均具有重要的意义。相较于未处理时的基体,强化后的齿轮表面耐磨性有了明显提升。     

三维四步编织复合材料单元胞体几何模型

概述了三维四步(1×1)编织复合材料几何模型的研究进展,分析了三维四步正规编织过程中纤维束的运动路径及交织方式,提出了一种三维实体单元胞体几何模型,研究了三维编织复合材料单元胞体的几何性,并讨论了纤维束的挤压条件.和传统的几何模型比较,该模型体现了纤维束的连续性,使得各单元胞体之间合理地组装,保证了复合材料整体结构的完整性.     

基于碳纳米管薄膜的新型电热防除冰系统设计及其应用性能

对新型化学气相沉积法（CVD法）制备的碳纳米管薄膜（CNTF）的相结构和微观形貌进行了表征。根据CNTF内的碳纳米管杂乱交错,排列无规则,但孔隙率较高的微观结构特点,提出了基于这种CNTF的飞机电热防除冰系统的设计方案及其制备工艺流程。该方案采用了CNTF和环氧树脂等轻质材料,对样件制备工艺进行了探讨和优化。通过电发热特性测试及防除冰功能测试对此种新型电热防除冰系统样件的电热性能进行了研究。试验结果表明,此种新型电热防除冰系统结构简单,质量小,易于与飞机铝合金蒙皮相结合,有利于减小飞机空重,降低飞行成本;在电热过程中获得的有效平均温度为47℃,可有效地加快冰层融化,在实际应用中具有良好的前景。     

航空发动机地面试车台加温加压进气控制系统设计

为模拟不同飞行状态下航空发动机的工作环境,设计了航空发动机地面试车台,该试车台能够通过管道供气的方式为 航空发动机提供一定温度、压力的气体。介绍了包括进气系统及其控制系统在内的硬件系统架构的总体设计方案,以及模糊PID 控制器的基本原理和设计思路。针对该试车台的加温加压进气系统设计了基于西门子PLC平台的控制系统,并在实际的试车工 作中完成了验证与应用。其中,最后1级压力调节系统采用了模糊PID控制方法,在西门子PLC平台使用2种编程语言分别设计 了模糊PID控制器模块,并对比了2种编程语言的设计效率和运行效果。分别通过计算机仿真和试车台试验及试车将模糊PID控 制器的控制效果与传统PID控制器的进行对比,结果表明：模糊PID控制器的控制效果更优。     

2D约束Delaunay剖分生成表面模型的表面网格

提出一种生成表面模型的表面非结构化网格的方法.该方法仅假定表面模型的每个面片在取定适当的投影平面时可看成是一个单值函数.对表面模型的每个面片,首先在其相应的投影面上进行二维约束Delaunay剖分,然后对网格顶点进行插值.由于采用联动剖分的策略使得单独生成的各个表面网格在共同边界处匹配.与通常的生成表面网格的网格前沿法相比,本方法无需预先对域的边界进行离散,边界的离散体现在约束Delaunay剖分中恢复限定线段的边界细分过程中,减少了用户干预.通过合理地指定2D约束Delaunay三角化时网格单元尺寸分布函数,可以有效控制表面网格对表面模型的逼近精度和实现自适应的表面网格.实验结果证明了本算法的有效性.     

多传感器遥感图像数据融合研究

重点研究了卫星遥感图像融合技术.通过在Matlab平台上实现基于颜色空间变换和基于小波变换的图像融合算法,分析了颜色空间变换的融合特点,并结合高分辨率图像、多光谱图像以及SAR图像的融合结果对相关理论进行了验证;研究了基于小波变换的融合方法在不同分解和重构级数下所获得的融合图像的特征,比较了各级融合图像的特点和相互间的差别;通过对高分辨率图像和多光谱图像的融合实例,给出了达到融合目的所应进行的最低分解重构级数与两原始图像空间分辨率指标比值间的定量关系;分析了不同小波因子对融合结果的影响,并结合颜色空间变换方法的融合结果得出了最终结论.      

航天器交会中的Lambert问题

应用Lagrange转移时间方程研究空间交会中的Lambert问题,包括经典Lambert问题(飞行弧段不足一圈的椭圆型轨道转移)与多圈Lambert问题(飞行圈数超过一圈的轨道转移),阐述转移轨道的几何特性与转移轨道类型,分析转移时间与转移轨道参数及变轨速度增量之间的关系。对航天器交会中常用的圆轨道之间的双冲量转移,给定转移角与转移时间,阐述最小变轨速度增量所对应的转移圈数与轨道参数的求解方法,提出满足最小变轨速度增量要求的轨道转移的图解法。对给定的初始分离角与交会时间,按最小变轨速度增量要求,确定航天器交会的初始漂移时间、双冲量轨道转移时间与终端停泊时间。     

航空发动机整机有限元模型转子动力学分析

现代航空发动机在工作中不断变化的机械激振,气动激振频率越来越复杂,这使得对航空发动机振动分析必须考虑各结构间的动力影响.因此,利用能够考虑陀螺力矩影响,基于NASTRAN中实体单元编制的转子动力特性计算程序,对发动机整机进行了动力特性计算.首先对转子支承结构传递函数(动刚度)进行计算,并进一步研究其对转子动力特性的影响;分析比较基于不同单元模型计算时,盘轴耦合振动及盘轴连接处的角刚度对转子动力特性的影响,证明了基于实体单元的整机模型能够准确考虑各种振动模态.最后,在分析中发现了高阶转子弯曲振动模态与机匣振动耦合现象及其变化规律,在计算分析的基础上研究了在考虑机匣振动耦合时转子系统临界转速的确定方法.      

热沉结构管接头的应力计算与实验验证

由于大型空间环境铝热沉设备KM6承受周期性的应力,使空间实验室结构存在安全问题,因此选择T型、L型两类典型热沉构件,运用大型计算软件PATRAN,NASTRAN对构件在压力谱与温度谱共同作用情况下进行应力分析,得到关键部位的应力.采用实验方法确定了热沉各连接部位的应力,并把有限元计算结果和实验结果进行比较.结果表明:有限元计算的结果与实验测量结果基本一致,从而可以采用计算方法确定空间实验室的工作应力,进行其结构的安全性预报.     

舱外航天服热试验方法研究

舱外航天服采用主被动相结合的热控方式控制内部的温度,但其外形复杂,影响外热流的因素很多,因此舱外航天服热试验存在着与传统航天器热试验完全不同的特点。文章根据舱外航天服热设计的特点,对舱外航天服的地面热试验方法进行了比较分析和研究,论证了采用等效外热流模拟方法,通过进行舱外航天服系统漏热和散热能力的测试来验证热设计方法的合理性及热试验方法的可行性。