仿生光响应形状记忆材料4D打印和形变特性研究

针对深空、深地、深海和极地等极端环境科学探索前沿,利用智能构件的材料–结构–功能一体化增材制造技术,即4D打印技术,以木材的多层网格状结构为生物模本,以聚乳酸为基体,聚己内酯为添加相,氧化石墨烯为光热转换剂,采用直写式3D打印工艺成功制备了具有光响应形状记忆特性的仿生智能材料,研究了该智能材料的响应方式、变形过程、力学强度、变形温度等。结果表明,其能对光与温度刺激做出响应,实现自主形状回复,形变温度降低至55℃左右。在近红外光刺激下,形状固定率高达96%,形状回复率为93%,形状回复时间最快可达9 s。最后演示了在仿生可展开结构和光控释放包裹物结构中的应用,分别实现了按需光驱动展开和可控顺序释放功能,为航空航天可变形结构精准选择、远程控制和快速响应问题的解决提供了一种有效的仿生学新思路和新方法。     

火箭阀门动作量化检测方案设计及试验验证

阀门是运载火箭动力系统关键单机,用于推进剂的加注泄出、贮箱排气、承压安全、贮箱增测压等,实现阀门动作检测对确保阀门正常工作具有重要意义。宇航技术的发展对阀门动作检测提出了更高要求,目前,在飞火箭不能定量判断阀门的关闭程度及密封情况,为此,设计了一种动作可量化检测的阀门结构,并进行了工艺件试验和验证试验,结果表明提出的方案可实现阀门动作量化检测。     

一种空间燃料电池电源系统设计与实现

面向空间应用,依据某航天器任务期间的功耗需求,采用燃料电池和蓄电池的架构,对1kW燃料电池电源系统的设计与实现进行研究。构建了1kW燃料电池电源系统仿真模型,对系统设计原理进行了仿真验证,并研制了1kW燃料电池电源系统样机,对系统典型的负载阶跃工况进行了试验测试。试验测试结果表明,1kW燃料电池电源系统在半载阶跃变化时,母线电压波动小于5V,调节时间小于25μs;整个运行过程系统工作正常稳定,能够满足航天器空间应用需求。     

先进战斗机全动V尾抖振动强度设计与验证

大迎角（AoA）机动飞行能力是先进战斗机的标志性指标之一,中国先进战斗机采用V型垂尾布局的气动设计方案,可充分实现其良好的大迎角机动可控飞行。飞机在大迎角机动飞行时,前机身分离流所产生的高强度脱体涡破裂后产生的非定常扰流将不可避免地打在V型垂尾翼面上,导致V尾结构发生严重的抖振,这不仅会影响飞机的飞行品质等性能,还会导致V尾结构的疲劳损伤,大幅增加飞机的使用维护成本。本文详细阐述了其研发设计过程中攻克的以下关键技术：全动V尾抖振风洞试验"刚/弹"组合模型的设计技术与风洞试验方法,抖振风洞试验的动态测试结果向飞机尺度进行相似转换的原理;基于RANS/LES混合算法进行V尾结构抖振响应的CFD/CSD耦合计算方法;基于正加速度反馈（PAF）的V尾抖振响应压电控制技术;V尾抖振动态疲劳载荷谱的编谱方法与试验实施方案。本文为解决中国先进战斗机、无人机V尾结构抗抖振动强度设计与验证建立了一套较完备理论分析技术、设计准则和试验方法。     

安全管理体系中不正常事件统一数据模型的研究

安全管理体系(SMS)的"安全保证"功能使用的信息源很多,包括不同层面的定期审核、事件调查、员工安全报告等。在开发安全管理信息系统过程中,如果针对不同信息源的处理分别建立数据模型和数据标准,结果将形成众多的"信息孤岛",信息资源无法集中利用,不能对安全管理工作提供全面深入的支持。本文研究了航空公司"安全保证"活动在信息处理利用中的共性,归纳出建立不正常事件统一数据模型的方法。在统一数据模型指导下开展的信息采集处理工作,最终将形成一个稳定的主题数据库,为安全管理工作提供有效支持。     

基于参数扫描分析的飞轮电机电流采样电路优化设计

针对飞轮在空间应用中作为姿态执行机构的控制性能要求,介绍了飞轮电机驱动电路中电流采样调理的实现形式,为进一步提升飞轮力矩模式的控制性能,通过采用PSpice参数扫描分析方法对采样电路组成形式及关键元件参数进行了优化分析及设计,并在此基础上进行了蒙特卡洛及最坏情况分析,仿真结果验证了理论分析的符合性,最后通过实际测试结果分析,可知优化后的系统电流环动态性能及抗干扰能力显著提高,验证了优化设计措施的可行性。     

万耐特新品刀具

第11届中国国际数控机床展(CIMT2009)期间,万耐特推出了一系列极具市场竞争力的新产品.包括可取代CBN的亚微米颗粒技术的超硬新硬质合金材料,适合更高速度和更大进给的新型钢件车削牌号,SideLok<'TM>侧固式刀片锁紧技术,"Clicker"精调机构的高精度镗刀以及用于加工中心的多齿高效自动补偿气动气缸孔镗刀.     

气体燃料气动火焰稳定器混合特性的初步研究

为了克服航空发动机加力燃烧室传统钝体火焰稳定器存在的流阻较大、燃烧效率较低和红外辐射偏大的缺点,设计了一种气体燃料气动火焰稳定器,通过喷射气体燃料射流形成气动屏障来产生回流区从而稳定火焰,并采用数值模拟计算和实验测试的方法研究了气体燃料火焰稳定器的混合特性。数值模拟计算表明气动火焰稳定器掺混速度快,可在回流区内形成余气系数比较均匀的混合物,且回流区内余气系数分布随来流和射流的参数变化基本保持恒定不变,实验结果证实了数值模拟的结果,并表明采用气动火焰稳定器的燃烧效率较高,部分工况可达98%以上,可为加力燃烧室火焰稳定器的研究和设计提供参考和依据。     

具有微小W型肋的结构化表面冲击冷却实验

将冲击冷却技术与肋化表面相结合,研究了一种具有微小W型肋的表面射流冲击冷却结构。通过稳态实验和瞬态热色液晶测试技术来探究光滑靶板和微小W型肋靶板的传热特性。测试时的冲击间距比为1.5,3和5,基于水利直径的雷诺数为15000~40000。结果表明:两种靶板的平均努塞尔数和压力损失均随雷诺数的增加而增加,随冲击间距比的增加而减小。当冲击间距比为1.5时,与光滑靶板相比,微小W型肋靶板的平均努塞尔数提高了5.1%~7.3%,压力损失却几乎不变。但当冲击间距比大于3时,由微小W型肋带来的强化传热效果并不显著。      

基于支持向量机的飞机颠簸预测方法研究

为提高航空飞行安全,精确预测多变地形的飞机颠簸极为重要。以风向稳定的多变地形为例,选取影响飞机颠簸的参数并对其重新组合来分析多变地形对飞机颠簸的影响。将栅格化的5种地形参数代入四种不同核函数的支持向量机模型对飞机颠簸进行预测,并与实际结果进行对比,结果表明多项式核函数针对此训练集可达到最优。使用多项式核函数的支持向量机进一步分析,发现使用地形起伏度、最高高度、风的水平速度与垂直速度四种参数的预测结果最佳,准确率高达94.44%,证明这四种地形相关参数与飞机颠簸相关性最高。