飞行头盔主动噪声控制系统的设计及仿真研究

针对飞机驾驶舱内存在着大量的低频噪声,提出一种应用于飞行员头盔的自适应有源噪声控制系统设计方案,并在此基础上,利用MATLAB对FXLMS算法进行了仿真和性能分析。结果表明,此方案对飞机噪声低频段具有很好的降噪效果。     

C/ C 复合材料SiC/ SiO2 涂层的制备及其抗氧化性能

为提高C/C复合材料的抗氧化性能,采用包埋法和低压化学气相法制备了SiC/SiO2涂层.借助XRD、SEM和EDS等测试手段分析了复合涂层的微观结构,并研究了其在l273、1773 K静态空气中的抗氧化性能.结果表明,包埋法制备的SiC涂层具有一定的浓度梯度.低压化学气相法制备的非晶Si02外涂层则有效地封堵了SiC内涂层的的裂纹和孔洞,并解决了SiC涂层在中温区(1073～1473 K)无法形成完整SiO2膜的问题.在l 273、1 773 K静态空气中经10h氧化后,涂层试样的质量损失率分别仅有4.97和0.36 mg/cm2,表现出良好的抗氧化性能.     

1kW级肼电弧加热发动机工程样机研究

为了满足静止轨道卫星及中低轨道卫星降低重量、延长寿命的需要,北京控制工程研究所近年来开展了电弧加热发动机的研究工作,目前正在进行1kW级肼电弧加热发动机工程样机的研制。介绍了1kW级肼电弧加热发动机工程样机研制工作的进展情况。该项研制工作的目标是：完成电弧加热发动机的设计、加工和500h寿命试验。预期发动机功耗为1kW左右,比冲为4.5～5.5N.s/g,推力为75～150mN。目前已经完成了第一轮的发动机设计、加工和性能测试工作。出于安全性的考虑,目前的测试暂时是用N2和NH3的混合气体模拟肼进行的,测试获得了发动机的比冲、推力、效率等数据。在模拟肼的流量为18～30mg时,发动机的推力为100～150mN,比冲在5N.s/g左右,满足设计指标要求。预期采用单组元肼作为推进剂后,比冲将有所提高。     

CA-FEM模拟β21S合金多道次热变形过程中的组织演变

本研究基于一种改进的元胞自动机(CA)与非线性有限元(FEM),建立了多道次热变形过程CA-FEM模型,模拟了β21s合金多道次非等温热压缩过程中的组织演变过程.通过有限元分析获得温度场、应变场、应变速率场等局部参数,作为元胞自动机模型的输入,模拟得到坯料心部与端部在多道次热变形过程中的组织演变特征.模拟过程中综合考虑热变形、静态再结晶、亚动态再结晶和动态再结晶等物理冶金现象.结果表明,坯料的局部热变形参数对组织演变影响较大,坯料心部再结晶程度大于坯料端部,心部组织细化效果优于端部.变形过程中的动态再结晶起主要的晶粒细化作用.     

复合材料层合板低速冲击后的弯曲试验研究

对冲击后的5224/CF3052平面织物复合材料层合板进行了四点弯曲试验.分析了层合板在不同冲击能量下的损伤阻抗,包括:凹坑深度、损伤宽度和损伤面积;探讨了层合板在冲击和冲击后弯曲试验过程中的损伤过程、特征和机理;研究了凹坑深度对冲击后层合板弯曲性能的影响规律.结果表明:冲击试验时的冲击能量和损伤宽度,损伤面积无必然联系;层合板的弯曲性能主要受材料的拉伸性能控制;弯曲破坏时,层合板侧面的分层主要集中在受拉面一侧;当对受弯矩作用的复合材料结构进行强度设计时,有必要考虑冲击损伤导致的弯曲剩余强度降低;和冲击后压缩试验结果类似,凹坑深度与冲击后弯曲剩余强度,弯曲剩余模量的关系曲线存在拐点现象.     

平纹编织C/SiC复合材料在室温和高温环境下的拉伸行为

通过单向拉伸试验,对比研究平纹编织C/SiC陶瓷基复合材料在室温和高温(1300℃,包括惰性气氛和湿氧气氛)环境下的宏观力学特性,并采用光学显微镜和扫描电镜对试件断口进行显微观察,分析其损伤模式和破坏机理。结果表明:C/SiC复合材料的室温和高温拉伸行为通常表现为非线性特征,在低应力时就开始出现损伤;纤维与基体之间界面滑行阻力的降低使C/SiC复合材料在高温惰性气氛环境下的拉伸强度和破坏应变均比室温下的高;碳纤维的氧化严重影响材料的承载能力导致高温湿氧环境下的拉伸强度和破坏应变均比室温下的低;C/SiC复合材料室温和高温下的拉伸均呈现韧性断裂,断口较为相似,只是纤维拔出长度和断口的平齐程度有所不同,其中高温惰性气氛环境下纤维拔出最长,高温湿氧环境下试件断口有明显的被氧化痕迹;0°纤维束表面基体开裂、明显的层间分层以及0°纤维和纤维束的拔出和断裂同时携带90°纤维束拔出是C/SiC复合材料在室温和高温下的拉伸破坏机理。     

旋成体导弹头部母线线型的选择问题研究

研究旋成体导弹的头部母线线型选择确定问题。在高超声速条件下,计算并对比分析了锥形、圆弧形、抛物形、指数形和冯卡门曲线形等5种母线线型旋成体弹头的升阻特性和压心特性,并结合结构布局和分段容积要求探讨头部母线线型问题。     

客舱地板斜撑杆对民机典型机身段耐撞性能的影响

针对一类具有客舱地板下部斜撑杆的民机典型机身段,研究了斜撑杆对机身段耐撞性能的影响。建立了客舱地板及其下部结构的有限元模型,客舱地板以上的框段结构、乘员质量和座椅被简化为刚性质量块。分析了斜撑杆为开孔/不开孔开剖面结构、斜撑杆剖面尺寸变化以及无斜撑杆和刚性斜撑杆情况下,机身段在坠撞速度为7m/s时的冲击特性。对比分析了各种情况下座椅位置处的加速度-时间历程曲线、机身段的破坏模式和能量吸收情况。结果表明存在合适刚度的斜撑杆,使该类型机身结构具有良好的耐撞毁性能,而增加或减少斜撑杆刚度均有可能产生多次高过载。     

高超声速进气道壁面开缝对边界层分离影响研究

以二维高超声速进气道GK01[1]为计算模型,对进气道进行无粘、粘性以及边界层分离控制方法数值研究.结果发现,利用文中设计的壁面开缝措施可以有效减小甚至消除激波/边界层干扰带来的边界层分离现象,降低粘性效应造成的负面影响;相对开缝前,开缝措施在设计点和非设计点均能明显提高进气道的总压恢复系数和动能效率,而对流量捕获系数的影响很小.同时文中给出了开缝措施在非设计点下对进气道性能指标的影响规律.     

内装式空射火箭箭机分离RCS姿态控制方案研究

采用反作用喷气控制系统(RCS)对内装式空中发射运载火箭箭机分离阶段实施姿态控制的方案进行了研究.根据不同发射条件下的箭机分离运动,确定了RCS启控时运载火箭的飞行状态,设计了发动机点火前的运载火箭俯仰运动程序.在此基础上,给定标准弹道方案,并确定了RCS推力器组合方案.采用脉冲调宽调频(PWPF)调制方法,设计出适合...