C/C-Cu复合材料的烧蚀形貌和烧蚀机理

以PAN预氧化纤维整体毡为增强体,经碳化、等温CVI致密化后制备多孔的C/C复合材料预制体,利用气体压力浸渗法将Cu引入C/C预制体中制备C/C-Cu复合材料。采用氢氧(H2-O2)焰考核C/C-Cu复合材料的烧蚀性能,经扫描电镜和电子能谱对不同烧蚀区域的微观结构和成分进行分析,结果表明:预制体密度为0.96 g/cm3的C/C-Cu复合材料的线烧蚀率和质量烧蚀率分别为4.75μm/s、0.223 mg/s,烧蚀性能优良;其烧蚀表面具有不同的宏观形貌,在烧蚀中心区产生了明显的凹坑,主要烧蚀机制为C/C预制体的氧化和铜基体的机械冲刷;烧蚀过渡区聚集了大量的铜基体,其烧蚀机制为Cu的热氧化和机械冲刷;烧蚀边缘区材料表面变黑,主要因为C/C的氧化。为了提高C/C-Cu的烧蚀性能,需要发挥C/C预制体的"钉扎"作用,阻止Cu在高温下被气流冲刷而发生流动。     

天基微小空间碎片探测研究

随着空间碎片数量的不断增多,天基微小空间碎片探测已经成为一个热点．首先介绍了空间碎片在低地球轨道上的分布情况以及它对于航天器的危害,然后介绍了国外微小碎片探测器的基本情况,并在这些探测结果的基础上提出了一个探测器方案．这种探测器的传感器采用了新型的压电材料聚偏二氟乙稀(PVDF),使用了飞行时间法(TOF)准确测定空间碎片的飞行速度,以及快脉冲分析系统分析碎片的质量．     

基于深度学习的日间逐小时地表PM2.5浓度反演

以长三角地区作为研究区域,提出了使用深度学习算法来实现主被动遥感数据结合反演地表PM2.5浓度的方法。基于MPL观测数据,使用雾霾层高度(HLH)替换了边界层高度(BLH)特征,对已有的基于气溶胶光学厚度(AOD)结合大气BLH来反演PM2.5浓度的算法进行了改进。为提高数据覆盖率,对研究区域内的MAIAC AOD进行了填补与评估。利用多种机器学习算法实现了日间逐小时的PM2.5浓度估算,模型验证相关性最高可达0.87。该方法能够为观测气候变化、应对大气污染提供有效帮助。     

缝纫/RFI层合板单钉连接性能试验研究

通过对不同铺层及不同缝纫角度的缝纫／RFI层合板的单钉单剪连接强度试验,了解到缝纫针脚位置对缝纫层合板机械连接性能有显著的影响。当针脚距离钉孔受挤压边缘较近时,缝纫层合板的挤压破坏强度低于普通的层合板,只有当针脚在钉孔挤压区外或距离钉孔受挤压边缘较远时,缝纫层合板才显示出好于普通层合板的机械连接性能。试验结果还表明铺层比对缝纫层合板的机械连接性能也有影响,其规律类似于普通层合板。     

面向航空发动机研制的数字孪生定义研究

数字孪生是21世纪诞生的一种技术体系和工作模式,目前已经在学术界、工业界和官方研究机构得到广泛研究和实践应用。为了在航空发动机研制中准确运用数字孪生,就必须明确其定义及内涵。在前期通过文献统计分析得到数字孪生定义模型的基础上,对不同研究视角下的典型定义进行分析、归纳,明确数字孪生的核心要素,以及不同要素的相互关系、在数字孪生中的作用。以此得到面向复杂装备研制的数字孪生定义,并结合航空发动机研制的特定实践,将之具象化为航空发动机研制的数字孪生定义。结果表明：面向航空发动机研制的数字孪生定义核心要素是发动机实体、孪生模型、数据和交互,数字孪生以航空发动机实体为实现载体,以孪生模型为实现功能的核心,以数据和交互作为媒介和推动手段,最终达到提高航空发动机质量、保障航空发动机运行的目的。     

不同壁温及差分格式下超燃冲压发动机的仿真

针对圆截面超燃冲压发动机相关实验进行数值仿真,采用了不同的壁面温度条件和差分格式,并探究其对仿真结果的影响规律。结果表明采用常用的绝热壁面边界条件会导致激波边界层交互位置处的回流区变大,进而导致流道收缩,壁面压力升高。采用高精度格式不仅不能更为精确地计算回流区的大小,反而会使回流区面积变得更大。通过改变壁面边界条件,采用300 K的等温壁面,可以使激波边界层交互位置处的回流区变得极小,使仿真结果与实验结果十分吻合。计算结果表明,针对当前构型与实验条件,盲目提高数值格式的精度并不一定会得到更好的结果,相反可能会使仿真与实验更加偏离,而适当修改壁面温度条件,即使数值格式精度较低,仍然可以得到很好的仿真结果。最后,针对与实验结果吻合的仿真结果,分析了圆截面超燃冲压发动机的流场特性,重点研究了凹腔剪切层及其质量交换特性。     

30cm离子推力器在轨环境下的工作点及热控措施研究

栅极间距变化是影响离子推力器在轨环境下从冷态条件正常点火启动的重要因素,同时也决定了离子推力器的在轨工作时机和热控实施策略。本文采用有限元仿真与地面热平衡试验验证相结合的方法,建立起30cm离子推力器有限元分析模型并进行了模型校验,之后对离子推力器在轨受太阳光照影响的栅极温度场分布和间距变化,以及推力器在5kW工况下的三个典型温度点所对应的栅极间距变化进行了仿真分析,最后考虑了主动热控干预对推力器最恶劣工作点的栅极间距变化影响。结果显示：纯太阳光照影响下的栅极组件存在周期性温度变化,栅极最大温差可达到100℃,栅间距缩小量在0.06mm~0.16mm范围内波动;在太阳光照基础上实施60W的主动热控后,栅极最大温差降低至60℃,栅间距缩小量波动范围则变为0~0.03mm;栅极最高温度点和最低温度点分别是推力器冷态启动最容易和最困难的两个工作时机点,两点所对应的启动后屏栅和加速栅最小间距分别为0.22mm和0.04mm;在10W、70W和120W的热控加热功率下,从最低温度点启动后的屏栅和加速栅最小间距分别为0.06mm、0.20mm和0.29mm;采取主动热控措施能够有效降低推力器工作过程中的栅极热形变位移峰值,且加热功率为120W即温控点温度为50℃的主动热控可以满足30cm离子推力器在轨冷态启动时的0.25mm安全栅极间距要求。     

ZnO/SBA-15无机热控涂层填料及涂层性能

开展高紫外-可见-近红外反射能力热控填料的制备,研制新型低吸收比(α_S)高发射率(ε_H)无机热控涂层。以自制SBA-15和ZnO前驱体为原料通过溶剂热浸渍和高温煅烧法制备ZnO/SBA-15填料,然后与硅酸钾(K_2SiO_3)制备无机热控涂层;采用SAXD、XRD、SEM、太阳反射光谱分析填料和涂层的性能。结果显示采用硝酸锌作为前驱体、m(ZnO)∶m(SBA-15)=3∶7、950℃下烧结3 h可以得到高紫外-可见-近红外反射能力的填料;ZnO/SBA-15/K_2SiO_3无机涂层的α_S为0.09,ε_H为0.91,涂层结合力等级为1级,经过100次-196～100℃热循环实验后,涂层无脱落和开裂现象。SBA-15改性ZnO可以获得具有高紫外反射率和低α_S的热控填料,ZnO/SBA-15填料制备的无机热控涂层同样具备高紫外反射率、低α_S和高ε_H,可以满足航天器高效散热的需求,应用前景良好。     

“汽电双驱”系统电机瞬态性能仿真研究

以上海电机厂有限公司“汽电双驱”项目中三相异步电动机/发电机为依据,基于以Ansoft软件,利用场路耦合法对系统中异步电机的瞬态性能进行分析。该电机为6 800 kW,750 r/min。针对其3种不同的工况,即空载起动、风机负载起动、大负载起动,分别进行分析计算,模拟系统中电机由电动机状态切换成发电机状态的过程,获得该三相异步电机在不同状态下的瞬时起动电流、电磁转矩、气隙磁密等电气参数,进而分析该异步电机的瞬态性能和相应的电磁场分布。     

Design and application of an Electric Tail Rotor Drive Control (ETRDC) for helicopters with performance tests

With the development of electric helicopters’ motor technology and the widespread use of electric drive rotors, more aircraft use electric rotors to provide thrust and directional control. For a helicopter tail rotor, the wake of the main rotor influences the tail rotor’s inflow and wake. In the procedure of controlling, crosswind will also cause changes to the tail disk load. This paper describes requirements and design principles of an electric motor drive and variable pitch tail rotor system. A particular spoke-type architecture of the motor is designed, and the performance of blades is analyzed by the CFD method. The demand for simplicity of moving parts and strict constraints on the weight of a helicopter makes the design of electrical and mechanical components challenging. Different solutions have been investigated to propose an effective alternative to the mechanical actuation system. A test platform is constructed which can collect the dynamic response of the thrust control. The enhancement of the response speed due to an individual motor speed control and variable-pitch system is validated.