力限试验夹具及FMD技术研究

文章以某卫星中心承力筒纵向振动力限控制试验为例,对力限控制试验的夹具及FMD（力测量装置）进行了介绍。通过与加速度控制试验比较,对力限控制试验引起产品一阶频率前移的原因进行分析,并通过有限元仿真探讨了力限试验夹具及FMD存在问题及改进方法,为今后国内深入开展力限试验研究提供了参考。     

基于树形小波变换的断口图像识别

断口图像的识别是进行失效分析的一个重要组成部分,本文提出一种基于小波的断口识别方法,该方法采用树形小波对金属断口图像进行二级小波变换,剔除近似分量,对其余的各个频带输出的标准差作为断口识别的特征,并采用最小距离分类法进行分类,实验证明,此方法对细节丰富的断口的识别率很高。     

时效处理状态下7055铝合金的微观结构演变

采用透射电子显微镜对固溶单级时效处理7055铝合金中的沉淀相进行了研究。在时效1 h内,Guinier-Preston(G-P)区即在{111}面上形成并具有片状结构,随着时效时间增加,G-P区逐渐长大。η′亚稳相也在G-P区形成不久即析出,它们是具有沿{110}方向,呈成分调制的结构。G-P区和η′相的析出是铝合金在时效过程中强度和硬度迅速上升并达到峰值的主要原因。在时效达到4 h时,η相便析出,它们与基体存在[1-10]η//[110]Al,(001)η//(111)Al的取向关系。G-P区含量减少和η相长大引起铝合金强度和硬度的降低。     

飞机深失速改出特性分析与控制

用分支分析方法分析了不同构型飞机的深失速特性,用反向积分技术计算了深失速吸引子的吸引域。然后分别用李雅普诺夫方法和滑模反控制方法设计了两种深失速改出控制律,即俯仰振荡控制律与滑模反控制律。通过分析比较,得出了两种控制律之间的内在联系。最后分析了影响深失速改出特性的主要因素。     

新型AlTiN涂层钻头高效干式钻削40Cr的开发与试验

针对40cr的高效干钻削,开发了含铝质量百分比分别为40%和55%的AlTiN涂层钻头.通过刀具耐用度、加工表面质量、刀具磨损、切削变形等方面的研究,分析了不同含铝量的涂层对干钻削加工的影响.试验结果表明,AlTiN涂层钻头适合高效干钻削,并能保持良好的加工表面质量,特别是含铝量为55%的涂层,其耐用度在90 m/min的切削速度下是含铝40%涂层的1.3倍.试验还揭示了这两种涂层干钻削的磨损机理:两种AlTiN涂层都出现了氧化磨损,高含铝量的涂层在切削温度下易形成致密的氧化膜,使刀具抗高温性增加并减少涂层剥落,最终以涂层塌陷形式失效;低含铝量涂层刀具以涂层剥落、微崩刃形式失效.同时高含铝量涂层改善了加工过程中的润滑条件.     

基于硬件加速的真三维显示体素化算法

提出了一种新的体素化算法,利用显示硬件支持二维光栅化算法和新的可编程控制功能,提高了体素化算法的效率。该算法通过逐层处理的方式将三维数据离散成为一系列的切片,利用硬件渲染完成切片的光栅化操作,将最终的光栅化结果组合成为体数据表达。算法利用可编程图形处理单元（GPU）的大规模纹理、动态顶点数据和灵活的纹理数据操作等特性,有效地降低了系统压力,提高了算法效能。实验证明,该算法满足真三维显示技术的要求。     

铝面板泡沫夹芯结构材料脱粘缺陷的超声脉冲多次反射法检测

针对铝面板泡沫夹芯结构材料脱粘缺陷的检测问题,开展了超声脉冲多次反射法检测技术研究。分析了超声脉冲多次反射法的检测原理,制作了人工模拟缺陷试样,进行了自动检测C扫描成像,通过灰度点数量统计方法分析和优化了缺陷识别的结果。研究结果表明,超声脉冲多次反射法能有效检出铝面板泡沫夹芯结构材料中的脱粘缺陷,为材料研制和质量评估提供依据。     

航天器空间多因素环境协同效应研究

文章首先对空间多因素环境协同效应研究的必要性进行了分析,然后对不同空间环境因素间的协同效应,如带电粒子与太阳电磁辐射、原子氧与紫外、原子氧与空间碎片、空间碎片诱导放电及空间环境诱导污染效应等进行了探讨,最后对开展空间多因素环境协同效应的现状和方向进行了讨论,给出了系统开展空间多因素环境协同效应机理、模拟技术、试验方法、仿真及预示技术研究的建议和对策。     

基于通用测控信号的多频点同波束干涉测量

提出利用两个深空航天器的通用测控信号进行多频点同波束干涉测量,实现两航天器的高精度相对测量。对差分相位时延进行理论推导,提出了一种针对两航天器测控信号主载波存在频差情况下的差分时延观测量误差的模型修正方法,并对月球轨道上两航天器间同波束干涉测量地面跟踪测量条件进行了分析。仿真结果表明,利用两航天器的通用测控信号进行多频点同波束干涉测量,经误差模型修正后获取了误差小于皮秒量级的差分相位时延,能为深空航天器间相对导航定位提供高精度的观测量信息。     

结构受损飞机动力学模型与飞行控制方法

为实现对结构部分受损飞机的安全控制,建立了其动力学模型,通过分析将结构受损飞机的旋转运动分解为正常飞机旋转运动和由于受损引起的扰动运动,将结构受损飞机的控制转化为对扰动等不确定性因素的抑制问题.提出了一种基于扩张状态观测器的轨迹线性化控制方法进行飞行控制律设计,使系统具有较强的鲁棒性.仿真结果表明:当飞机右侧机翼缺损15%半翼展长时,控制系统能实现结构受损飞机的解耦控制,角速度响应能较好地跟踪指令,有效抑制了结构受损带来的不确定性和扰动.