导弹侵切角测量方法研究CSCD

针对导弹攻击目标时的侵切角测量问题,提出采用2台高速摄像机近距离凝视交会测量导弹中轴线上特征点位置,结合在试验前通过精密测量目标被攻击平面特征点方法建立的平面方程,分析计算侵切角。仿真结果表明:在高速摄像机测角精度优于13.4″的情况下,测量精度优于1°。该方法技术实现容易,对导弹攻击陆上目标试验时的侵切角测量,具有一定的参考价值。     

测量接收机与矢网测量衰减方法研究

介绍测量接收机与矢量网络分析仪测量衰减的原理,并对不确定度来源进行了分析。分别对低反射系数下,不同衰减量进行不确定度评定,表明衰减量在（10～60）dB范围内,两种标准测量不确定度相当;另外,采用两种测量标准对较大输入反射系数模值、不同相位下的阻抗调配器级联20dB固定衰减器作为被测件进行测试,最大偏差达到±0.31dB,矢量网络分析仪的测量不确定度（0.18dB）,明显小于接收机测量不确定度（0.59dB）。     

日地L1点探测任务设计与结果分析

日地L1点是太阳观测任务的理想观测点,对于中国后续太阳观测任务具有重要意义,因此在嫦娥五号的拓展任务阶段设计并实施了中国首次日地L1点探测任务,通过在轨飞行验证了日地L1点转移轨道、环绕轨道设计的正确性,对日地L1点的测控链路环境、太阳辐照环境、三体动力学环境、空间辐射环境等飞行环境进行了探测和验证。轨道飞行和各项环境探测的结果与设计模型的预示结果之间比对一致性较好,通过在轨飞行数据验证了设计模型的正确性。各项试验获得了预期的技术成果,进一步丰富了嫦娥五号任务的成果产出,对中国后续深空探测任务和产品的设计具有重要借鉴意义。     

基于响应传递比的转子叶片动应变重构

提出基于响应传递比的转子叶片动应变重构方法,从系统应变频响特性出发,在频域获得应变-应变响应传递比关于模态振型的解析表达式,建立叶片已知测点应变与不可测位置应变的映射关系;开展高速旋转叶片动应变测量实验,建立叶片有限元模型,并采用转子叶片前4阶固有频率的实验结果修正有限元模型;开展考虑转速影响的转子叶片模态分析,提取对应的应变模态振型,计算得到单模态振动下应变-应变响应传递比;综合应变响应传递比和实测动应变重构叶片不可测位置的动应变。实验结果表明:与应变片实测结果相比,基于响应传递比的转子叶片动应变重构结果相对误差小于10%。      

激光冲击波对单晶合金抗热腐蚀性能的影响

针对镍基单晶高温合金叶片服役时受高温腐蚀工作环境影响极易疲劳断裂问题,研究了不同激光冲击次数下激光冲击强化对单晶合金抗热腐蚀性能的影响。利用显微硬度仪测量激光冲击前后合金纵截面的显微硬度;借助扫描电子显微镜（SEM）和能谱仪（EDS）观察和分析腐蚀层表面及纵截面的微观组织,并结合X射线衍射仪（XRD）确定腐蚀层表面相结构。实验结果表明：经激光冲击强化后,合金表面显微硬度和截面硬度影响层深度均随激光冲击次数的增加而增大;在短时热腐蚀实验中,当激光冲击次数增加到1次、2次、3次后,合金腐蚀最大单位面积增重量分别从未冲击合金的2.87 mg·cm^-2降低到2.17、1.81、1.10 mg·cm^-2,腐蚀层深度分别从91μm降低到65、41、27μm,且表面腐蚀坑的尺寸、深度和数量明显下降,保护性氧化膜致密性得到提高。所得结果表明激光冲击强化能有效提高900℃/75%Na₂SO₄-25%NaCl盐膜条件下单晶合金的抗热腐蚀性能。     

缓蚀剂对热带海洋大气环境下印制电路板的防护性能

研究缓蚀剂对印制电路板(Printed Circuit Board,PCB)在特定环境下的防护效果,对揭示缓蚀剂作用下 PCB的腐蚀规律、加强电子设备的腐蚀防护与控制工作具有重要意义。采用棚下大气暴露试验的方法,研究了 3种不同电子电气设备专用的缓蚀剂对 PCB在典型热带海洋大气环境下的防护效果。通过观察对比不同取样周期试样的表面腐蚀形貌、EDS能谱分析以及导通电阻测试结果,对不同缓蚀剂的防护性能进行排序。从宏观腐蚀形貌的角度分析,防护效果为 H2>H1,H3>无缓蚀剂;从微观腐蚀形貌和产物角度分析,H3的防腐蚀效果略优于其他 2种缓蚀剂;从电气性能参数角度分析,防护效果为 H2,H3>H1>无缓蚀剂。     

基于疲劳热响应的高强钢疲劳剩余寿命预测

为了在不破坏材料的情况下估算服役结构材料的使用寿命,尤其是估算承受过未知周次循环载荷（已受损）的材料剩余疲劳寿命,提出一种预测高强钢试件剩余疲劳寿命的方法。以300M钢为研究对象,在不同的循环应力水平下进行疲劳试验,所有的试验过程使用红外成像仪对试件进行全程温度监控,记录了试件在不同损伤阶段的受激温升斜率以构造包含金属疲劳热响应和疲劳寿命对应关系的“参考斜率曲面系”,并以此为依据估算剩余疲劳寿命。试验结果表明受激温升斜率与疲劳损伤状况,即试件的累计受载周次存在明显的线性关系。经试验验证,发现剩余寿命预测的误差不超过5%,说明该线性关系可作为估算剩余疲劳寿命的指标。     

并联式TBCC发动机排气系统性能数值模拟

针对一个并联式涡轮基组合循环(Turbine Based Combined Cycle,TBCC)发动机排气系统的气动方案,对其在整个飞行包线范围内典型工作点上的流场进行了数值模拟研究,获得了飞行包线范围内排气系统相应的推力系数、升力、俯仰力矩随飞行马赫数的变化关系.计算结果显示,在整个飞行包线范围内,排气系统的轴向推力系数随着飞行马赫数先减小后增大,在跨声速飞行时降到最低Ma =0.9,涡喷不加力时为0.562,加力时0.662),在设计点附近达到最大;升力和俯仰力矩性能在亚声速及跨声速飞行时较差,在超声速飞行时随着飞行马赫数增加逐渐好转.表明排气系统在跨声速飞行范围内工作时应采取措施以改善其性能.     

航空发动机高空压力畸变试验

鉴于航空发动机高空压力畸变试验的重要性,详细介绍了试验方案,通过插板,进行了航空发动机高空压力畸变试验,获得了基于插板扰流条件下的航空发动机气动稳定性特性,并初步获取了压力畸变、高空低雷诺数、引气和功率分出等关键降稳因子对该发动机稳定性影响的数量关系.压力畸变、高空低雷诺数以及引气、功率分出因素对临界综合畸变指数影响为:高度1km至高度18km,临界综合畸变指数降低了11.11%,高度1km至高度20km,临界综合畸变指数降低了14.69%.为航空发动机高空气动稳定性提供验证平台和试验数据支持.      

小涵道比涡扇发动机动态特性数值计算

研究了涡扇发动机动态数学模型以及数值模拟方法,对于进口条件变化、发动机加速、发动机减速、发动机加力等情况下动态工作过程,改进的发动机动态性能数值模拟程序具备了数值仿真的能力,并对小涵道比涡扇发动机动态特性进行了数值计算分析,结果表明:对于飞行条件快速变化的情况,当发动机推力增大到一定程度后,会有逐渐减小的趋势,而缓慢变化时,就没有这种振荡现象;对于燃油质量流量增大、减小情况,变化的快慢对应耗油率的峰值是不同的;同样,随着加力温升的变化速度不同,发动机推力和耗油率达到的峰值也不同.