运载火箭动力冗余技术

概述了前苏联N-1火箭,美国土星系列,航天飞机以及法尔肯9运载火箭动力冗余应用情况,重点介绍了N-1火箭四次发射失利以及最终的事故原因,从现役运载火箭可靠性评估结果、运载火箭飞行故障统计结果和运载火箭动力冗余和非冗余可靠性的关系三个方面论证了动力冗余的必要性;提出了变推力方式和发动机贮备方式两种动力冗余方式,并分析了它们对运载火箭整体性能以及各系统的影响,最后梳理出实现动力冗余需要重点解决的关键技术。     

基于虚拟仪器的机载模块性能测试系统

针对传统机载设备侧重于功能测试的技术缺陷,提出了一种机载模块性能测试系统。阐述了测试系统的架构设计和基于LabVIEW的算法实现,使用虚拟仪器技术,实现了航空电子总线ARINC429模块中信号性能的自动测试和故障报告。实验结果表明,该系统能有效完成模块信号性能的自动测试与故障报告,提高了航空电子自动测试设备的通用性与可靠性,对未来两级维修体制下的航空电子设备ATE的发展具有一定的现实意义。     

弹塑性梯度材料热机耦合分析的有限元方法

陶瓷/金属功能梯度材料(FGMs)的组份及性能梯度分布,在航空航天高温热结构中有重要应用。材料性能在空间上的连续变化给这类结构强度设计的有限元分析造成了一定困难,针对上述问题,提出一种热弹塑性梯度有限元方法。该方法通过编写有限元软件ABAQUS的材料用户子程序(UMAT)来实现,在UMAT中将FGMs的弹塑性本构模型参数定义为空间坐标的函数;用热弹塑性梯度有限元方法对陶瓷-FGMs-金属典型的三明治板结构进行热机械分析。结果表明:FGMs组分布函数对其热应力分布有很大的影响,特别是在三明治结构的界面上,影响更为突出,这和现有文献的实验结果相符。     

超塑变形对TC4 室温力学性能的影响

在T=880℃和ε=9.8 ×10-4 s-1下,进行了TC4圆筒件超塑成形试验,研究了超塑变形量对TC4室温强度、疲劳性能和金相组织的影响.结果表明:随着变形量的增加,晶粒尺寸增大.当超塑胀形延伸率e为55％时,晶粒尺寸由供应态的约8μm增加为约20 μm.随着e增加,TC4室温下的屈服强度、抗拉强度和条件疲劳强度降低.当e为55％时,材料的屈服强度、抗拉强度下降约7％;循环周期为106下的疲劳强度下降约10％.     

固体火箭发动机硅橡胶密封圈贮存寿命分析

利用某硅橡胶密封圈加速老化性能数据,采用逐次逼近以及数据拟合方法,推导出幂指数老化模型参数,获得该硅橡胶老化反应速率以及老化性能规律,该硅橡胶材料100℃下老化约30 d相当于常温(25℃)下贮存15 a;开展了压缩永久变形状态下密封圈应力分析,获得密封圈老化后应力分布,密封圈有压缩永久变形时最大接触应力小于无压缩永久变形时,30％压缩量、30％压缩永久变形率时最大接触应力水平与25％压缩量、无压缩永久变形时基本一致;建立不同老化状态与应力状态相关性,以30％压缩永久变形率为老化指标,该硅橡胶密封圈的贮存寿命约为12.4 a.     

影响某型燃机转子轴向力关键因素分析

燃气轮机转子的轴向力是燃机总体设计的重要指标之一。为了研究影响轴向力的因素,针对某型燃机,通过建立轴向力仿真平台,计算不同装机状态燃机的轴向力载荷,并结合大量整机试车与轴向力实测数据,分析影响该载荷的关键因素。研究与实测表明：运行工况、涡轮导向器喉道面积、封严结构等均构成影响轴向力的关键因素;调整封严直径、喉道面积可以大范围地调整转子轴向力,调整封严间隙值能对轴向力进行微小的调整。     

民用飞机燃油箱系统热模型分析研究

飞机燃油箱系统热分析是飞机燃油系统设计和适航取证的关键技术之一。首先对燃油箱热模型分析方法进行了阐明,然后在典型热天环境中(地面温度为327K)对一种典型民用飞机燃油箱结构的热参数进行了工程计算研究。研究表明,外翼油箱、机身油箱以及集油箱内燃油温度分布不均匀;各油箱燃油温度在地面状态均高于巡航状态;燃油的最高温度时刻出现在地面终了状态,而且最高点位置出现在集油箱内。研究结果既可以指导飞机燃油箱设计,也可以为飞机燃油系统的适航取证提供一定技术支持。     

An adaptive turbo-shaft engine modeling method based on PS and MRR-LSSVR algorithms

In order to establish an adaptive turbo-shaft engine model with high accuracy, a new modeling method based on parameter selection (PS) algorithm and multi-input multi-output recursive reduced least square support vector regression (MRR-LSSVR) machine is proposed. Firstly, the PS algorithm is designed to choose the most reasonable inputs of the adaptive module. During this process, a wrapper criterion based on least square support vector regression (LSSVR) machine is adopted, which can not only reduce computational complexity but also enhance generalization performance. Secondly, with the input variables determined by the PS algorithm, a mapping model of engine parameter estimation is trained off-line using MRR-LSSVR, which has a satisfying accuracy within 5&. Finally, based on a numerical simulation platform of an integrated helicopter/ turbo-shaft engine system, an adaptive turbo-shaft engine model is developed and tested in a certain flight envelope. Under the condition of single or multiple engine components being degraded, many simulation experiments are carried out, and the simulation results show the effectiveness and validity of the proposed adaptive modeling method.     

聚邻乙氧基苯胺/ Fe3 O4 复合薄膜的制备及吸波性能

采用静电自组装技术,以化学氧化法合成的聚邻乙氧基苯胺和水热法制备的Fe3O4磁流体为原料,制备了聚邻乙氧基苯胺/Fe3O4复合薄膜,并采用SEM、FT-IR和矢量网络分析仪等手段表征了复合薄膜的形貌及电磁参数随频率的变化关系,对其微波吸收性能进行了初步研究.结果表明:制得的复合薄膜呈片状结构,吸波性能主要靠磁损耗,且在较低频率范围(8～10 GHz)内,薄膜厚度d为3.5mm时吸波效果较佳,反射率最低可达-11.5 dB;在较高频率范围(10～12.5 GHz)内,d为2.5 mm时吸波效果较佳,反射率最低为-10.4dB.     

遗传算法结合神经网络的多段翼型优化设计研究

为提高多段翼型增升效能,开展包括襟／缝翼偏度和缝道参数在内的优化设计研究。将神经网络与遗传算法结合的优化设计方法应用于气动优化设计,并针对30P30N三段翼型,分别以8°迎角时升阻比最大和22°迎角时升力最大为目标进行了单目标和多目标优化设计研究。研究结果表明：采用单目标设计虽可在设计点获得较好的优化结果,但在非设计状态气动性能下降;采用多目标优化设计,既可获得良好的中等迎角升阻性能,又可改善大迎角失速性能,使综合气动性能更优;遗传算法与神经网络结合的优化设计方法可满足多段翼型的多点优化设计问题,具有高效、高精度等优点,易于工程应用。