喷射成形高速钢内部组织研究

研究了喷射成形高速钢SFT15热处理前后的微观组织。结果表明,喷射成形制备的SFT15高速钢晶粒细小,无宏观偏析,组织致密,沉积坯平均体密度为8.208g/cm3,达到理论密度的99.8%。SFT15在热处理前的沉积坯硬度为56.5HRC,经热等静压和热处理后进一步提高到67HRC,冲击韧度达到11.8 J/cm2。采用SEM和TEM研究了SFT15的内部组织发现,热处理后SFT15高速钢组织主要为回火马氏体和碳化物。内部绝大部分为小于20μm的等轴晶,晶界和晶内分布许多M6C型的碳化物。     

铌合金MoSi2抗氧化涂层制备及组织性能分析

在铌合金棒试样上喷涂Mo粉高温烧结制得Mo层，然后在添加活化剂的Si粉中扩散渗制得Mo-Si2涂层。微观形貌分析表明涂层均匀致密，通过扩散与基材形成过渡层，结合力较好。抗氧化及抗热震试验验证了MoSi2涂层具有良好的综合性能。长时间氧化试验后涂层表面生成比较纯的玻璃质SiO2层，不仅隔绝氧气，也能填补涂层表面空隙。     

光伏阵列风荷载干扰效应风洞试验研究

风荷载是光伏板设计的主要荷载,对于大面积光伏阵列,其风致干扰效应明显,风荷载取值需要进一步研究明确.本文采用刚性模型测压风洞试验研究了光伏板体型系数干扰效应.通过改变倾角、风向角和光伏板的组数,研究了阵列中干扰效应对光伏板风荷载取值的影响.结果表明:当光伏板面迎风或者背风时,出现最大正压或负压;上游光伏板对下游光伏板存...     

喷射成形GH742y合金晶粒长大规律的研究

研究了不同固溶温度热处理对氮气雾化喷射成形GH742y合金相组成和晶粒尺寸的影响,并重点分析了第二相对晶粒长大的抑制作用.结果表明:氮气雾化喷射成形GH742y合金具有良好的高温抗晶粒长大特性,极限晶粒尺寸约为40μm;γ′相固溶温度约为1127℃;高于γ′相固溶温度热处理时,弥散分布MC型碳氮化合物阻碍晶粒长大;Gladman方程可以估计氮气雾化沉积坯的极限晶粒尺寸.     

耐371℃ PMR型含异构联苯结构的聚酰亚胺树脂及复合材料

采用活性单体原位聚合方法,由2,3,3',4'-联苯四甲酸二乙酯为芳香族二酸二酯、对苯二胺与间苯二胺混合物为芳香族二胺、降冰片稀二甲酸单乙酯为反应性封端剂制备了系列PMR型聚酰亚胺树脂.研究了树脂的化学结构及其计算分子量等对其成型工艺性能和耐热性能的影响规律.以优选树脂体系为基体与碳纤维复合制备的碳纤维增强聚酰亚胺树脂基复合材料表现出优良的耐热性能与力学性能,室温下,弯曲强度为1 560 MPa,弯曲模量为137 GPa,层间剪切强度为56 MPa,在370℃的高温下,其力学性能保持率大于50%.     

基于PMAC随动控制模式下自动铺带切割的研究

针对铺带机控制的特殊要求——铺带头主运动与超声切割运动子系统间的实时联动协调,采用可编程多轴控制器PMAC的随动模式与时基控制方式将两者的运动有机衔接,搭建了铺带专用开放式数控系统。系统以PMAC运动控制卡为核心、以工控机为上位机,且与多数字I/O板卡并行控制,很好的完成了铺带运动控制定位及预浸带随动切割,精度就可满足实用要求。     

基于一种混合算法的巡航导弹参考航迹规划

通过分析A*算法,提出了适合与遗传算法(GA)进行混合的改进方案,针对遗传算法求解巡航导弹参考航迹规划问题,讨论了在初始群体构建和变异操作中引入改进A*算法的混合方法,从而得到参考航迹.仿真结果表明,该方法具有很强的快速规划能力,并能得到较优的结果,适合于大规模复杂环境中的参考航迹规划.     

机动发射条件下空间飞行器上升段弹道设计

为提高空间飞行器机动发射能力,在飞行中段轨迹确定情况下,以入轨点位置、高度、速度、速度方位角、弹道倾角等作为终端约束,设计上升段弹道,实现以基准发射点为中心,一定范围内任意发射点上升段与飞行中段高精度交班。考虑到上升段终端入轨点约束条件多、精度要求高,且上升段弹道具有非线性、强耦合的特点,研究设计了二级、三级能量管理模型和变射面横向机动模型,并采用加入混合扰动算子的梯度粒子群算法对上升段弹道进行求解。仿真结果表明:优化设计的变射面横向机动弹道能够实现与飞行中段的高精度交班,上升段终端入轨点位置、高度、速度、速度方位角和弹道倾角平均偏差分别为27.506 2 m、2.125 4 m、1.652 2 m/s、0.072 8°和0.029 0°。      

跟踪控制状态飞行员建模研究

在跟踪飞行状态时,飞行员是按被跟踪状态量的速率信息和跟踪误差信息以一定的控制规律进行操纵的。研究了飞行员在跟踪控制状态时操纵模型的建立方法,即如何建立飞行员的控制规律。以光学助降人工着舰时飞行员下滑"m eatball"对中跟踪操纵为例,采用海军惯用的"backside"技术设计了飞行员控制规律的操纵增益参数,并辅以仿真验证。结果表明,跟踪控制状态飞行员建模的简化方法具有普遍意义。     

环境温度对导弹精度、最大射程的影响分析与修正

导弹发射时的环境温度会影响固体发动机的推力,推力的变化一方面影响导弹的精度,另一方面影响导弹的最大射程.根据推力与推进剂初温的关系,建立了计算标准弹道关机点参数偏差的数学模型,计算了这种误差通过制导方程高阶项引起的落点误差,并且对最大射程误差也进行了计算,同时,采用修正制导方程系数的方法,对落点误差进行了修正.仿真结果表明,通过本文提供的方法可以修正环境温度造成的落点偏差.