吊挂式模态试验系统动力学建模和分析

根据吊挂式模态试验系统的工作原理,通过合理简化等效,建立了吊挂式模态试验系统的力学基本模型。依据瑞利理论,求解出其在水平和竖直2个方向测试基频的解析计算公式,揭示了测试基频和真实基频的等量关系式,分析了2个方向上基频测试误差的产生机理、影响因素和变化趋势。通过开展标准杆模态试验以及有限元仿真分析,验证了吊挂式模态试验系统力学等效模型合理、正确和有效。结果表明,吊挂式模态试验系统竖直方向的基频测试值偏低,水平方向的基频测试值偏高,需对测试结果进行误差修正,方能得到被测对象较准确的基频值。     

基于共轭换热的涡轮转子热环境预测方法研究

为了开发适用于发动机方案设计阶段的涡轮转子热环境预测方法,开发获得了一种快速而准确的稳态热环境预测算法。算法求解二维和三维导热方程来计算固体导热,用二维边界层算法计算叶身燃气边界条件,用一维流体网络法计算空气系统流量。使用该算法对某型涡扇发动机高压涡轮转子进行了温度场计算,并与试验结果进行了对比,温度误差约为30~40K。对燃气边界和冷气边界分别对比了共轭换热计算和非共轭换热计算模式下结果的差异,温度差值在120K左右,流量相对差值在10%左右。结论表明:对于空气系统边界,共轭模型显著影响计算精度;而对于主流边界,就本文研究的非冷却叶片而言,是否采用共轭模型对温度场预测影响很小。     

基于等效等时应力应变曲线的金属材料多工况蠕变分析

为了在工程设计阶段评估涡轮叶片在多工况下的蠕变变形,基于单工况的等时应力应变曲线,提出了一种等效等时应力应变曲线的方法,并与发动机持久试车实例进行了分析比较。结果表明:基于等效等时应力应变曲线方法所计算的涡轮叶片卸载后的残余变形与发动机持久试车结果的相对误差的平均值为15.30%,而通常所采用的基于二维梁理论和基于时间步的三维有限元分析方法所计算的相对误差的平均值分别为45.35%,31.14%,表明该种方法具有较好的工程应用性。     

临近空间浮空器区域驻留控制策略研究

为了实现临近空间浮空器区域驻留飞行,基于对热环境的分析,建立了带有副气囊高空气球的空气动力学与热力学耦合动力学模型。基于准零风层特殊风场,设计了临近空间浮空器区域驻留飞行控制策略,通过副气囊调节飞行高度,利用准零风层上下纬向风方向相反的特点实现东西方向控制,用螺旋桨控制实现南北方向控制,并利用ECMWF风场数据进行了数值仿真。仿真结果表明,临近空间浮空器可以在纬度41°(N)~43°(N),经度86.5°(E)~87.1°(E)之间的区域范围内飞行7天,证明了利用准零风层风场实现临近空间浮空器区域驻留飞行的可行性。     

基于K-V阻尼模型的铁木辛柯梁振动响应分析

基于铁木辛柯梁理论,对两端固支梁在承受阶跃载荷和移动载荷下的响应进行了分析。借助K-V阻尼模型,研究了阻尼对系统动态性能的影响。为了进行理论求解,推导了比例阻尼的使用条件,继而运用实模态叠加法理论,最终导出了系统受载时响应的解析解。数值分析结果表明,该方法准确可靠,为其他数值算法,如拉普拉斯变换法,提供了横向对比的依据。有阻尼振动的分析表明系统在高阶模态具有过临界阻尼特性,在低阶模态为收敛振荡特性。阻尼对系统的响应有很大影响,尤其在大长细比时,甚至出现了振幅增大的情形。此外,在阶跃载荷的作用下,系统均呈现出了低频模态为主的响应特性。      

多模型GGIW-GLMB算法跟踪机动群目标

针对多个机动群目标跟踪问题,提出了一种多模型伽马高斯逆威夏特-广义标签多贝努利（MM-GGIW-GLMB）算法。采用多模型算法对群目标进行运动建模,利用最适高斯（BFG）近似在预测阶段对多模型进行融合,减小了多模型算法的运算量,为进一步提高算法在目标机动阶段的跟踪性能,引入强跟踪滤波器（STF）对BFG算法得到的预测状态协方差进行修正。利用最优次模式分配（OSPA）距离及其一倍标准差和航迹标签正确率衡量算法对机动群目标的跟踪性能。仿真结果表明,本文算法能够提升对机动群目标的跟踪精度和稳定性。      

离子火箭发动机羽流特性分析

分析了离子火箭发动机羽流组成和各种粒子的产生机理,建立了束离子、中性推进剂原子、交换电荷离子的物理模型,并以20cm氙离子火箭发动机为例计算了羽流中各种粒子的空间分布。通过对羽流组分分布特性的分析,提出了羽流污染防护的有效措施和方法。     

短波SFH／CPM系统差分相位检测方案的性能分析

文章提出了一种基于Viterbi算法的短波SFH／CPM系统差分相位检测（DPD）的解调方案,运用Matlab建立了短波SFH／CPM系统模型,并在此模型上对该解调方案的误比特率进行了数值仿真。其仿真结果表明：DPD解调方案的误比特率可以达到10^-5～10^-6,能满足短波信道性能的需求。     

镁合金铸件缺陷搅拌摩擦修复工艺方法

针对航天器铸件缺陷率高,修复难度大的现状,提出采用搅拌摩擦加工技术实现缺陷修复的新方法。首先制备了含缺陷的AZ91D镁合金试板,并以此作为实验材料进行了搅拌摩擦修复工艺实验,在旋转速度为500r/min,前进速度100mm/min,下压量为1.5mm的工艺参数下,修复区域成形良好。修复前后X射线照片表明,搅拌摩擦加工技术有效修复了镁合金试板中的铸造缺陷。最后对航天器铸件中常见的T形结构和角形结构开展了对应的实验研究,在现有条件下,采用自制简易夹具,可以完成T形结构和角形结构的搅拌摩擦加工。研究结果表明,采用搅拌摩擦方法修复航天器铸件缺陷从技术上是可行的。     

管式减涡器入口局部压降和流阻特性

使用CFD仿真分析的方法,研究了带有导流管式减涡器的盘腔内空气流动和损失特性,重点阐明了导流管的减阻机理,特别是不同结构下管口处的流动与局部损失特性,并提出了一个数学模型来预测导流管盘腔内的压力。研究表明:管口处的流动及损失特性与管口之前的流动状态密切相关,且管口处发生的静压损失不容忽视,约占具整个盘腔损失的11%;合适的导流管长度可以有效的改善管口处的损失,在当前研究工况下具有最佳导流管长度的结构可以降低约25%的管入口处局部压降,约10%的整体静压降;建立了可以精确计算盘腔内压力分布的数学模型,模型计算结果与CFD结果相比平均误差约为53%。