固体火箭发动机体空间缺陷最大直径矢量特征测量方法

针对固体火箭发动机工业CT(computed tomography)三维扫描数据,从计算时间和测量精度两方面考虑,结合固体火箭发动机内部缺陷体空间数据场的特征,通过改进传统的空间最大距离求解法——擂台法,提出了基于分类种子点法的体空间缺陷最大直径矢量特征测量方法.设计了预置缺陷的固体火箭发动机,经实验验证,相比传统擂台法,该方法能够提高测量精度和缩短计算时间,最大直径及其与轴向锐角夹角的最大测量误差在10%以下,为固体火箭发动机三维可视化故障诊断奠定了基础.      

大深径比微孔加工技术及其发展

大深径比微孔加工在航空和汽车领域有广泛需求,如航空发动机涡轮叶片气膜孔、火焰筒气膜孔、航空喷油嘴微孔以及汽车喷油嘴微孔均需要大深径比微孔加工。目前,大深径比微孔加工方法主要有电火花、电液束、水导激光和飞秒激光4种加工技术。介绍了4种加工技术原理和研究现状,对比分析了各自的特点及其应用,最后对大深径比微孔加工技术的发展趋势进行了展望。     

飞秒激光带热障涂层叶片气膜孔加工技术研究进展

航空发动机涡轮叶片采用热障涂层技术和气膜孔冷却技术可以大大提升叶片的耐温能力,因此可以显著提高发动机的工作温度使其具有更高的推重比和效率。而在带有热障涂层叶片上实现高品质和高精度冷却气膜孔的加工是发动机制造技术的难点。由于飞秒激光加工具有材料无选择性、无热影响区及加工精度高等特点,因此飞秒激光成为加工带热障涂层叶片气膜孔的研究热点。阐述了飞秒激光与叶片涂层和基体材料的作用原理和飞秒激光微孔加工的技术特点,介绍了飞秒激光带热障涂层叶片气膜孔加工技术的研究过程和发展现状,展望了该技术在高精度带热障涂层叶片气膜孔制造中的应用前景。     

固体火箭发动机体空间缺陷精确定位方法

在固体火箭发动机体数据三维重构的基础上,构建出符合脱黏、气泡和夹渣体数据特征的三维相似变换模板,经三维相似变换后,定位出各类缺陷的体数据场位置,选取缺陷几何中心为缺陷精确定位的标志点,给出了体空间中缺陷几何中心的计算方法.设计制作了预置典型缺陷的模拟固体火箭发动机,测量得到的缺陷几何中心和实际几何中心的距离与最大直径的比值都不大于10%,即测量得到的几何中心与实际几何中心很接近,因此对缺陷几何中心的定位是准确的.      

翱翔系列立方星的发展和展望

针对西北工业大学“翱翔”系列立方星在低成本、短周期、快响应的立方星技术方面的突破，介绍了应用于大气层外偏振导航技术试验的世界首颗12U立方星“翱翔之星”，世界首次组网开展低热层大气参数测量的QB50计划“翱翔一号”立方星等，总结了“翱翔”系列立方星的标准化结构设计、姿态控制系统、电源系统、星载计算机、通信与测控、部署器等核心系统的发展现状，介绍了自主研制的飞轮、磁力矩器、偏振敏感器载荷。并基于在轨组装，编队飞行，一箭多星等技术对“翱翔”系列立方星的应用进行了展望，对探索柔性、高精度、长寿命的立方星将有重要的意义。     

飞秒激光气膜孔对面壁无损伤制孔工艺研究

针对飞秒激光涡轮叶片气膜孔加工过程中对面壁损伤问题,提出采用叶片腔体内材料填充的方式来避免加工过程中对面壁损伤的产生。首先对填充材料进行选择,并对填充后试样及叶片微孔对面壁无损伤制孔工艺进行研究,通过检测结果可以发现腔体内刚玉的填充可以实现样件对面壁的保护,并且对微孔加工质量无影响。     

运输机方向舵脚蹬人机工效设计研究

方向舵脚蹬是飞机航向控制的操纵机构,脚蹬人机工效设计的优劣,不仅影响着驾驶员下肢操纵的可达性与舒适度,同时也对飞机安全驾驶存在一定的安全隐患。运输机方向舵脚蹬设计通过对人体生理特征和人体生物力学的研究,利用经验公式,结合人体舒适坐姿二维简化模型和人体尺寸,对人体下肢操纵可达范围,脚蹬运动行程、踵点设计等进行理论分析和计算,得到运输机方向舵脚蹬的人机工效设计指标参数,并通过人机工效仿真软件进行虚拟仿真,最终得到一些合理、可用的设计参数,为运输机方向舵脚蹬人机工效设计提供理论支持和方法指导。     

基片偏压对磁控溅射制备TiB_2涂层结构及性能的影响

为了提高TiB2涂层的致密性,采用磁控溅射技术,通过改变基片偏压,获得了floating,-30V,-90V三种偏压状态的涂层。利用XRD,SEM、纳米压痕仪、Vickers显微硬度仪和摩擦磨损试验机对涂层的结构和性能进行了分析。结果表明:所有制备涂层只存在六方结构TiB2相,偏压为floating状态时制备的涂层表现出疏松的柱状生长结构,硬度为15GPa。随偏压增大,涂层柱状结构变致密甚至消失,硬度和耐磨损性能都得到提高。偏压-30V提高到-90V,相对于floating状态制备的涂层,晶粒尺寸增加了一倍,达到21nm;柱状结构变致密最终消除;硬度从35.5GPa提高到61.9GPa,实现了超硬;同时耐磨损性能提高,使用摩擦副为直径6mm的Al2O3球进行干摩擦实验时,-90V制备的涂层磨损率为5.6×10-16m3/Nm,相对于-30V涂层降低了一个数量级。     

基于平行压气机模型的发动机整机性能计算方法

为了满足航空发动机型号设计、适航审定等阶段所采用的仿真模型能够快速有效计算进气畸变对发动机性能影响的需要,开展了基于平行压气机模型的发动机整机性能计算方法研究。在发动机整机性能通用仿真系统基础上,通过继承、关联等方法,构建平行压气机部件类;以发动机整机性能仿真模型迭代计算参数作为子压气机出口边界约束,进行子压气机工作点迭代计算,从而获得压气机、发动机工作点及发动机整机性能;以某型混合排气加力式双转子涡扇发动机为仿真对象,分别计算了设计点性能和进气畸变条件下的非设计点性能,验证了计算方法的有效性,并分析了进气畸变对压气机及发动机整机性能的影响。     

一种模块组装6U立方星的总体设计与在轨验证方法

从立方星实用化角度出发，提出了一种模块组装6U立方星的总体设计方法。首先，通过立方星结构布局的优化设计，将立方星平台部分和载荷部分分别布局于6U立方星的左右侧，实现了卫星平台和有效载荷的松耦合设计。其次，针对立方星星上和地面站资源有限的约束，提出了利用UHF/VHF+X频段的测控数传一体化方法，实现了立方星测控数传的模块化设计，解决了能源和体积约束条件下立方星大容量数据传输难题。再次，针对6U立方星模块组装的要求，分别提出了电源分系统、姿控分系统、离轨帆分系统的模块化设计方法。最后，以中国青少年科普卫星BY-03星为例，将紫外相机、计算光谱相机通过标准化接口设计，从而实现了卫星平台与载荷的模块化快速组装与集成测试。在轨试验结果验证了所提出的模块组装6U立方星设计方法能够适应多种有效载荷任务需求，并满足立方星快速研制与测试的需求。