不同纤维方向角时碳纤维增强树脂基复合材料切削力建模

碳纤维增强树脂基复合材料（CFRP）切削中,存在纤维断裂、基体失效和界面相失效等多个过程,且不同纤维切削角时切屑形成机理不同,因而CFRP切削力的有效预测非常困难。对此本文结合最小势能原理和Winkler弹性地基梁理论,基于CFRP代表性单元（RVE）,利用其微元求解纤维挠曲变形方程,分别分析了不同纤维方向角时三个切削变形区的力学行为,并完成纤维临界损伤长度的预测,最终形成不同纤维方向角时的CFRP切削力解析模型。通过CFRP直刃铣刀铣削实验,进行了切削力模型的验证,当纤维方向角在0°~180°时,切削力计算值和实验值随纤维方向角的变化趋势相吻合,切削力大小误差在15%以内。切削力随纤维方向角的增大先增后减,分别在90°和45°附近转变变化趋势。切削形貌表明,纤维方向角为135°时,CFRP铣边加工质量较差,临界损伤长度也较大。建立的切削力解析模型可以较为准确地预测CFRP正交切削力,可为CFRP切屑形成中的力学行为分析提供理论指导。     

基于产品可靠性的工艺系统可靠性模型

以提高产品的可靠性为目的,分析了工艺系统﹑工艺过程产品输出参数﹑产品使用性能﹑产品可靠性四者的关系.在此基础上,提出了基于产品可靠性的工艺系统基本影响关系可靠性模型,介绍了其建模方法.模型考虑了各工序之间的影响,反映了工艺系统与产品可靠性的关系.最终研究了工艺系统可靠度和工序可靠度的定量计算方法,为找出工艺系统的薄弱环节,进行工艺优化进而提高产品的可靠性提供了理论依据.     

单形空间中多元成分数据的Fisher判别方法

首先,基于Aitchison单形空间成分数据运算法则,提出成分数据向量的代数体系,其中包括成分数据向量的加法、数乘、减法、内积、范数以及距离等定义.在此基础上,根据Fisher判别分析原理,建立多元成分数据的线性判别函数,以及利用距离判别的思想,根据待判样本投影点的得分与各类中心投影点的均值之间的距离,对待判样本进行归类建立判别规则,从而提出一种针对多元成分数据的判别方法.最后,通过仿真方法及实际案例验证该方法的有效性.给出的成分数据向量的代数体系为将其他多元统计方法推广到多元成分数据奠定了基础.     

脉冲激光诱发130 nm体硅CMOS器件的单粒子闩锁效应

基于130nm体硅CMOS工艺,设计了具有不同阱/衬底接触与MOS管有源区间距、NMOS有源区与PMOS有源区间距的反相器链,利用脉冲激光试验开展了不同设计和不同工作电压下CMOS电路的单粒子闩锁效应敏感性研究.结果表明,随着阱/衬底接触与MOS管有源区的间距减小,以及NMOS与PMOS有源区间距的增大,电路抗SEL效...     

基于BiSNet的航天发动机转子智能健康监控

航天发动机某部件转子健康监控,对检测发动机能否正常工作进而影响航天发射任务的成败至关重要.传统健康监控方法需要依赖经验和专业知识,在对故障机理深入理解后才能构建相应的健康监控模型.针对传统转子健康监控手段效率低、适应性差、过度依赖专家经验等不足,结合海量转子振动健康监控历史数据,提出并设计采用神经网络BiSNet的人工...     

固体姿轨控发动机动态推力补偿

作为实现导弹快速机动响应的关键部件,固体姿轨控发动机的性能需要通过动态多分力测试评价,但由于推力测试台结构复杂,对测试数据补偿提出了更高的要求。本文采用双模态阻尼补偿法开展固体姿轨控发动机推力补偿研究,通过脉冲激励试验获得了主要模态参数,并对脉冲激励和发动机冷流试验数据进行补偿,验证了双模态阻尼补偿方法的可行性和应用效果。结果表明:双模态阻尼补偿效果优于单模态补偿,可以有效恢复动态推力信号。所建立的双模态阻尼补偿,在姿轨控发动机研制中得到了应用。     

基于深层循环神经网络的陀螺仪降噪方法研究

陀螺仪固有的随机误差会随时间积累越来越大，循环神经网络作为一种有效处理时间序列信号的算法被广泛使用，然而传统的循环神经网络在处理陀螺仪产生的随机误差上无法解决长期依赖，容易出现梯度消失和梯度爆炸问题.为了获得精确的陀螺仪信号，本文基于循环神经网络变体的长短记忆网络和门循环单元的陀螺仪信号降噪算法，并创新性的将两种网络进行组合验证.文中先是通过Allan方差对陀螺仪随机误差进行误差分析，然后基于LSTM和GRU组合对陀螺仪输出信号进行补偿处理，结果表明LSTM结合GRU对陀螺仪的随机误差处理有明显改善，其中X、Y、Z轴方向陀螺仪的量化噪音、角度随机游走、零偏不稳定性、角速度游走和速度斜坡性能均有不同程度的提升.     

Influence of thermal inhibitor position and temperature on vortex-shedding-driven pressure oscillations

Vortex-acoustic coupling is one of the most important potential sources of combustion instability in solid rocket motors (SRMs). Based on the Von Karman Institute for Fluid Dynamics (VKI) experimental motor, the influence of the thermal inhibitor position and temperature on vortex-shedding-driven pressure oscillations is numerically studied via the large eddy simulation (LES) method. The simulation results demonstrate that vortex shedding is a periodic process and its accurate frequency can be numerically obtained. Acoustic modes could be easily excited by vortex shedding. The vortex shedding frequency and second acoustic frequency dominate the pressure oscillation characteristics in the chamber. Thermal inhibitor position and gas temperature have little effect on vortex shedding frequency, but have great impact on pressure oscillation amplitude. Pressure amplitude is much higher when the thermal inhibitor locates at the acoustic velocity anti-nodes. The farther the thermal inhibitor is to the nozzle head, the more vortex energy would be dissipated by the turbulence. Therefore, the vortex shedding amplitude at the second acoustic velocity antinode near 3/4L (L is chamber length) is larger than those of others. Besides, the natural acoustic frequencies increase with the gas temperature. As the vortex shedding frequency departs from the natural acoustic frequency, the vortex-acoustic feedback loop is decoupled. Consequently, both the vortex shedding and acoustic amplitudes decrease rapidly.     

Infrared radiation signature of exhaust plume from solid propellants with different energy characteristics

The infrared radiation signature of the plume from solid propellants with different energy characteristics is not the same. Three kinds of double-base propellants of different energy characteristics are chosen to measure the infrared spectral radiance from 1000 cm 1 to 4500 cm 1 of their plumes. The radiative spectrum is obtained in the tests. The experimental results indicate that the infrared radiation of the plume is determined by the energy characteristics of the propellant. The radiative transfer calculation models of the exhaust plume for the solid propellants are established. By including the chemical reaction source term and the radiation source term into the energy equation, the plume field and the radiative transfer are solved in a coupled way. The calculated results are consistent with the experimental data, so the reliability of the models is confirmed. The temperature distribution and the extent of the afterburning of the plume are distinct for the propellants of different energy characteristics, therefore the plume radiation varies for different propellants. The temperature of the fluid cell in the plume will increase or decrease to some extent by the influence of the radiation term.     

基于复近似消息传递的前视雷达成像分辨率增强算法

当机载/弹载雷达工作在前视状态时,由于成像场景内不同角度处目标的多普勒差异很小,很难得到 高的角度分辨率。针对海面舰船目标的前视成像应用,利用成像区域具有明显稀疏性的特点,提出一种基于复 近似消息传递压缩感知处理的前视成像角度分辨率增强算法,建立前视成像的线性观测信号模型,给出复近似 消息传递的迭代计算过程,以及多通道雷达前视成像的处理流程。通过仿真数据和 X 波段雷达实测数据的处 理结果验证了该方法的有效性。