气膜孔形状对排孔下游冷却效率的影响

 实验研究了气膜孔几何形状及吹风比对孔排下游的局部冷却效率的影响。所用孔形是簸箕形孔、圆锥形孔及圆柱形孔,实验的参数范围为二次流孔径雷诺数 Re=10000～ 25000,二次流吹风比 M=0.3～ 2.0,在上述范围选取了 26个工况分别对 3种孔形进行了实验。结果表明 :圆锥形孔、簸箕形孔及圆柱形孔的最佳吹风比分别为 1.0,0.7及 0.5。当吹风比大于 0.7时,带有扩张型出口的气膜孔的冷却效率和冷却区域均优于圆柱形孔。     

基于微结构识别的单向复合材料导热系数预估

以T300碳纤维/环氧树脂基单向复合材料为例,考虑纤维周围间隙缺陷的影响,建立了基于微观图像识别的等效导热系数预估方法.首先利用图像识别技术处理材料微观电镜照片,然后依据纤维体积分数稳定性判据应用几何重构技术建立了代表性单元,并通过在代表性单元（RVE）内部交界面处添加接触热阻的方法引入间隙缺陷的影响,最终利用有限元方法模拟得到等效导热系数（ETC）.研究发现:间隙的位置对等效导热系数影响微弱;随着间隙缺陷占比和厚度的增加,等效导热系数显著降低;间隙缺陷占比大于0.8,无量纲间隙缺陷厚度小于0.15时,单向纤维增韧复合材料的等效导热系数受间隙影响最突出;相对于纤维和基体理想接触的情况,考虑间隙缺陷后,等效导热系数最大降幅可达52.1%.      

考虑限制保护的航空发动机起动控制技术

涡扇发动机起动控制方法直接影响发动机的起动性能.为在发动机整个起动过程中持续获得高、低压转子转轴上的最大剩余功率,提出了1种涡轮前总温Tt4闭环控制规律用于设计涡扇发动机起动控制的方法.对于起动过程中可能发生的风扇、低压压气机、高压压气机喘振和失速问题,在设计的Tt4闭环回路前加入喘振裕度限制保护控制,并考虑到在起动过程的第1阶段中在起动机带转到发动机点火前Tt4回路不起作用的特点,对Tt4回路设计了积分冻结逻辑.仿真结果表明:在满足给定喘振裕度和涡轮前总温不超温的条件下,涡轮前总温Tt4闭环控制方法能够以持续的最大剩余功率使发动机从静止状态起动到慢车功率状态.     

基于无旋转原点的参考系转换方法及其计算

基于引入无旋转原点可以克服春分点的固有缺陷的特性,在分析GCRS (Geocentric Celestial Reference System,地心天球参考系)与ITRS(International Terrestrial Reference System,国际地球参考系)之间基于无旋转原点的转换过程基础上,计算了IERS(International Earth Rotation and reference systems Service,国际地球自转与参考系服务)1996、2003、2010等规范所推荐的3组转换参数的具体数值及其差异,并以太阳系10个天体为例进行了参考系转换计算.结果表明:IERS 2003、2010规范中推荐的2组转换参数间的差异较小,对坐标转换的影响在0.5 mas以内;IERS 1996规范中推荐的转换参数与另外2组转换参数间的差异较大,对坐标转换的影响在2.5 mas以内.基于无旋转原点转换和基于春分点的岁差章动转换2种方法间的差异对坐标转换的影响,在IERS 2003、2010规范中不超过5 μas,而在IERS 1996规范中由于未考虑框架偏差的影响导致差异较大.     

纳卫星激光反射器光机设计及激光测距分析

针对我国首个大气密度探测纳卫星高精度测轨应用需求,设计了重量约112g、有效反射面积大于1cm2、外形尺寸为Φ96mm×20mm的轻型八棱台结构被动型激光反射器,作为无功耗载荷应用于纳卫星激光精密测轨,解决了纳卫星高精度独立测轨和外部轨道精确标定问题。利用地面激光测距台站开展卫星跟踪和精密测量,提供亚厘米级精度的激光测量数据。根据激光雷达测距方程及地面测距系统参数,分析了纳卫星激光回波信号强度,以及激光观测数据精度。测量结果表明,纳卫星激光反射器设计结果与实测数据相符,测距数据精度达8~9mm,可以满足纳卫星高精度激光测距要求,并支持卫星精密定轨及大气密度探测科学任务。     

基于Kalman滤波和奇偶矢量法的优化RAIM算法

针对传统RAIM算法很难检测微小伪距偏差的问题,可以通过对多个历元的统计检验量进行归一化处理,增大统计检验量的非中心化参数,提高对微小故障的检测率.Kalman新息检测法可以对卫星的故障进行独立检测,具有运算量小、在少星情况时仍能进行故障检测和识别的优点,但是对微小伪距偏差不敏感.针对两种方法的优点提出了基于Kalman滤波和奇偶矢量法的综合RAIM算法.仿真结果表明,该方法不仅可以提高对微小伪距偏差的检测率,同时减少了对可见卫星数的要求,验证了该算法应用于接收机自主完好性检测的可行性和正确性.     

碳纤维缠绕发动机壳体数字射线DR成像检测图像质量控制

对检测图像的空间分辨率、信噪比和对比度的影响因素进行了研究。采用不同的工艺参数对碳纤维缠绕发动机壳体进行了数字射线DR成像检测试验。试验结果表明,当其他检测参数不变时,焦点尺寸和放大倍数对图像的空间分辨率影响较大;管电压、管电流和单帧积分时间对图像的信噪比有影响;管电压和管电流对图像的对比度均具有一定影响。     

针栓式喷注器液膜下漏率预估模型

为了对针栓式喷注器液膜下漏率进行准确预测,基于针栓式喷注单元喷雾场结构分析,结合理论推导、数值仿真及试验研究3种方法建立了液膜液束各自变形的相对变形量模型;在考虑液膜液束变形的基础上,引入相互影响系数表征多喷注单元间相互影响,建立了实际阻塞率和实际下漏率模型。通过数值仿真及试验结果的多参数充分验证,结果表明:理论预估模型与数值仿真及试验结果一致性较好。液膜液束相互作用下,液膜绕液束流动和液束根部横截面前后缘位置移动不同步导致的展向变宽分别是液膜和液束发生变形的主因,且有效动量比越大,液膜相对变形越大,液束相对变形越小。对于一定阻塞率的几何结构,结果表明:下漏率随着有效动量比的增大而增大,增大趋势呈先快后缓,且实际下漏率均小于几何下漏率,这是由膜束变形导致的实际阻塞率比几何阻塞率更大造成的。另外,发现液膜下漏率仅与表征流场结构(有效动量比)及几何结构的无量纲参数(液膜厚度与液束直径之比和阻塞率)有关,与喷射速度的绝对值无关,并给出了模型中的常系数供工程设计预估使用,对从设计初期就考虑针栓头的热防护问题具有重要的指导意义。     

模块化桁架索网天线找形与展开动力学研究

为了对单模块桁架索网天线展开动力学进行建模,首先,基于力密度法提出一种考虑桁架弹性变形的索网找形方法:渐近迭代力密度法;其次,基于绝对节点坐标法建立桁架刚柔耦合模型,采用等几何分析方法建立索网非线性有限元模型,进而根据第一类拉格朗日方程建立天线刚柔耦合系统动力学方程,并采用广义–α方法对动力学方程进行高效数值积分;最后,对桁架索网天线展开过程的动力学特性进行了研究和分析。研究结果表明:索网找形方案满足天线反射面形面精度要求,得到均匀的索段张力分布;展开过程中桁架竖杆应力最大,在展开末段,驱动滑块对桁架产生较大冲击。     

考虑导弹自动驾驶仪动态特性的新型制导律

针对拦截空中飞行目标需要满足零脱靶量和攻击角约束提高导弹制导性能等问题,首先,利用考虑噪声干扰的扩张状态观测器对目标加速度进行估计,其次,改进一种非奇异终端滑模面,将自动驾驶仪视为理想环节,然后,基于终端滑模控制理论和有限时间收敛理论推导一种滑模制导律,最后,考虑自动驾驶仪二阶动态特性,将得到的滑模制导律结合动态面控制法提出一种新型制导律。分别以不同的攻击角对机动飞行和匀速飞行的目标进行拦截,大量仿真表明,所提制导律具有良好的制导性能,能够保证导弹在零脱靶量击中目标的同时达到期望攻击角。