火星探测器器箭分离冲击响应影响分析与评价

针对火星探测器器箭分离冲击过大问题,对单机开展了试验与分析研究。针对完成冲击试验考核的单机可靠性是否受到影响问题,提出采用强度/应力方法进行判断,将厂家给出的单机内部器件的冲击条件视为强度,将单机的冲击响应谱转化后的半正弦波视为应力,将二者相比,从试验和分析两方面表明正样单机的可靠性满足要求,经受过冲击考核的单机可靠性没有下降。此方法可作为判定完成冲击试验考核的单机可靠性是否受影响的依据,也可作为单机冲击试验前抗冲击能力的判断准则。     

H-450 X射线参考辐射质的研建及验证

根据PTB和ISO 4037-1:2019要求,关于高空气比释动能系列（H系列）X射线参考辐射质的推荐数据,外推得出H-450的附加过滤为6.24 mm Cu,第一半值层（HVL_1st）为(5.39~5.52)mm Cu,平均光子能量为(214.25~214.78)keV,剂量率为11.51 Gy/h（距离焦斑为1 m处,管电流为10 mA）。随后,使用PTW32005电离室作为测量器具,采用半值层法建立H-450 X射线参考辐射质,得出HVL_1st为5.37 mm Cu,第二半值层（HVL_2nd）为5.97 mm Cu,同质系数为0.9。最后,使用PTW30013次级标准电离室测量得出H-450 X射线参考辐射质下距离焦斑1 m,管电流为10 mA时的剂量率值为11.98 Gy/h,与理论值的相对误差为4.07 %。采用MCNP 5软件对H-450 X射线参考辐射质进行能谱模拟并计算得出其平均光子能量为200.4 keV。     

Heusler合金M2CoA(M=Mn,Ti;A=Al,Si)的第一性原理

采用基于密度泛函理论(DFT)的第一性原理计算方法,研究了M₂CoA型Heusler合金Mn₂CoAl、Mn₂CoSi、Ti₂CoAl和Ti₂CoSi的电子结构和磁学性质。发现Heusler合金Mn₂CoAl是亚铁磁性自旋无带隙半导体,Mn₂CoSi与Ti₂CoAl是亚铁磁性自旋半金属,而Ti₂CoSi是铁磁性自旋半金属。它们的总自旋磁矩均为整数,符合Slater-Pauling规则。然后,在分析电子能带结构和态密度的基础上,探讨了自旋无带隙半导体与半金属性的根源。最后,声子谱和弹性常数计算结果表明所有M₂CoA型Heusler合金在晶格动力学和力学上均是稳定的。     

合成孔径聚焦在水浸超声缺陷定量中的应用

针对水浸超声检测常用缺陷定量方法存在成本高或缺陷定量误差较大的问题,提出一种将原始检测数据经频域合成孔径聚焦技术（FSAFT）处理后再运用半波高法进行缺陷定量评价（FSAFT-DQM）的新方法。建立了水浸超声点聚焦探头FSAFT成像方法,制备了横通孔和平底孔试样,开展了FSAFT-DQM缺陷定量评价试验研究。试验结果表明:FSAFT-DQM缺陷定量精度受检测深度影响不明显;当扫描步距不大于探头中心频率对应的半波长时,与半波高法相比,平底孔试样FSAFT-DQM缺陷定量误差由71.9%降低到10.0%以内;扫描步距在探头中心频率对应的半波长到波长之间时,图像频域插值算法将平底孔试样FSAFT-DQM缺陷定量误差由17.2%降低到5.6%。研究结果表明:FSAFT-DQM能有效提高缺陷定量精度。      

基于单频星载GPS数据的低轨卫星精密定轨

为满足搭载单频GPS接收机低轨卫星的精密定轨需求以及深化单频定轨研究,文中解决了单频星载GPS数据的周跳探测问题,并利用“海洋二号”（HY-2A）卫星及“资源三号”（ZY-3）卫星的单频星载GPS实测数据采用两种方法确定了二者的简化动力学轨道,并通过观测值残差分析、与双频精密轨道比较、激光测卫数据检核等方法对所得轨道精度进行评定。结果表明,在不考虑电离层延迟影响的情况下,HY-2A卫星定轨精度为2~3dm,ZY-3卫星为1m左右;而采用半和改正组合消除电离层延迟一阶项影响后,二者定轨精度均显著提高,HY-2A卫星三维精度提高至1dm左右,ZY-3卫星提高至1~2dm。文章的研究成果表明,搭载单频GPS接收机的低轨卫星也可获得厘米级的定轨精度。     

借助黑洞遨游宇宙

星际旅行是人类永恒的梦想。然而,即使距地球最近的恒星——半人马座比邻星,距离地球也有4．2光年——这超过了地球和太阳之间距离的20万倍,或者相当于人类乘坐太空船往返月球5000万次的距离。假如乘坐人类迄今为止最快的星际探测器——美国的“旅行者1”号探测器——以每秒17千米的速度离开太阳系,人类将在7．4万年后才能到达比邻星。     

无人直升机非线性飞行仿真建模与验证

针对无人直升机飞行仿真,建立了能够满足实时仿真要求的非线性飞行动力学模型。以某型无人直升机为样例,开展飞行控制律设计,完成了悬停机动飞行和小速度飞行的半物理仿真,并与飞行试验数据进行对比验证。分析表明:仿真结果和试验结果吻合,验证了非线性飞行动力学模型的准确性。飞行过程中,直升机姿态能够较好跟踪其设定值,验证了飞行控制参数的合理性。     

高超声速飞行器气动/隐身优化设计方法

针对高超声速飞行器气动布局设计中气动设计与隐身设计矛盾的问题,采用高精度气动和隐身计算方法,建立了基于直接全局优化算法、二次曲线参数化方法和Kriging代理模型的多学科优化设计平台,并对典型高超声速布局升力体外形开展气动/隐身一体化优化设计研究。结果表明：升力体布局典型状态下升阻比由3.13提高到3.69,考虑垂直极化和水平极化状态,俯仰±30°的雷达散热截面（RCS）均值下降60%以上,表明该平台具有良好的寻优能力,风洞试验结果验证了优化算法的可行性;高超声速飞行器的机身和翼/舵等部件具有显著的绕射特性,物理光学法等高频算法不能准确捕捉前后缘绕射,应当采用矩量法计算其RCS特性;高超声速飞行器的垂直极化和水平极化的RCS特性差异巨大,在设计中应当予以考虑。     

二阶非线性方程零解的全局稳定性

在不同于文（１，２，３，４，５）的条件下，得到了二阶非线性方程ｄｘ／ｄｔ＝ｆ１（ｘ）＋ｇ１（ｘ）ｙ，ｄｙ／ｄｔ＝ｆ２（ｘ）＋ｇ２（ｘ）ｙ，（其中，ｆｉ（ｘ），ｇｉ（ｘ）连续，且ｆｉ（０）＝０，ｉ＝１，２）零解的全局渐近稳定的充分条件，并把这一结果推广更广泛的二阶非线性方程ｄｘ／ｄｔ＝ｆ１（ｘ）＋ｈ１（ｘ）ｇ１（ｙ），ｄｙ／ｄｔ＝ｆ２（ｘ）＋ｈ２（ｘ）ｇ２（ｙ）（其中，ｆｉ（ｘ）ｈｉ（ｘ），ｇｉ（ｙ     

民机风洞试验半模垫板高度对气动特性的影响

半模作为提高大型商用飞机风洞试验雷诺数的一种模拟手段而被广泛应用。首先回顾了半模试验的模拟方式及其优劣,进而选取当前发展趋势的附面层垫板作为研究对象,采用数值模拟研究了垫板高度变化对气动特性影响的内在机理。数值模拟结果和试验吻合较好,数值计算采用速度分布入口可以较好模拟风洞核心段边界层厚度,计算值和试验值更加接近;垫板高度的增加使得升力系数增加、阻力系数减小及俯仰力矩系数增加;垫板在机翼上游区引起的上洗使得机翼沿展向各剖面当地迎角增加5%、动压增加1%,从而使得机翼上翼面压力分布朝负值方向移动。有别于以往认为垫板的洗流只影响内侧机翼,结果表明垫板影响范围扩展至全翼展,当地迎角的增加是主要影响因素,垫板对机翼展向各剖面影响量值不一致,对内侧机翼影响较大。所得结论可更好用于民机半模风洞试验的开展,具有一定的工程实用性。