宽马赫数路德维希管风洞及其关键技术

随着高马赫数飞行器研制需求的增加,急需脉冲型风洞运行范围向中低马赫数段扩展,特别是需要具有跨马赫数运行能力。以路德维希管原理运行的管风洞试验设备,由于建设及使用成本较低、参数调节方便、流场品质高等优点,已在亚/跨/超声速及高超声速领域得到了发展和应用,体现出了宽马赫数的应用潜力。本文分析了宽马赫数脉冲型风洞发展现状,重点介绍了路德维希管风洞及其在宽马赫数应用中急需解决的关键技术,包括宽马赫数喷管设计技术、高温管外加热技术以及高温高压隔离技术。     

涡轮叶片疲劳-蠕变寿命稳健性优化方法

为了清晰地反映涡轮叶片的疲劳-蠕变交互作用,提高寿命预测结果的准确性及可靠性,并改善涡轮叶片疲劳寿命对随机变量的敏感程度,分别采用Manson-Coffin公式和Larson-Miller方程计算了涡轮叶片的低循环疲劳寿命和蠕变持久寿命,利用修正的时间-寿命分数法计算了涡轮叶片疲劳-蠕变损伤,在此基础上,将响应面法(RSM)与果蝇优化算法(FFOA)相结合,考虑载荷、材料参数、疲劳-蠕变交互程度的不确定性,对涡轮叶片疲劳寿命进行了稳健性优化设计。优化结果表明:涡轮叶片疲劳-蠕变小时寿命的概率区间减小了8.48%,验证了该优化方法的工程可行性。     

预测飞机稳定尾旋的解析法和图像法

尾旋是飞机的极限飞行状态,此一状态极易造成机毁人亡。由于尾旋试飞有极大的风险性,所以在试飞前要进行足够的安全论证,包括理论分析和风洞试验,一般采用两者相结合的方式进行。介绍了解析法和图像法两类方法来研究飞机的稳定尾旋。     

应用“TTME”法对气缸套磨损规律进行精密测量的研究

为了精确测量气缸套磨损分布,需要使用高准确度测量系统。尽管电容测微仪具有很高的准确度,但测量系统存在有很大的机械误差。采用“两次测量误差消除”(TTME)法,应用计算机软件对测量系统的测量误差进行了修正。从而提高了测量系统的准确度,满足了测量要求。通过对8V150柴油机的气缸套进行实际测量表明,该方法比传统的测量方法准确度提高了近10倍。     

采用双脉冲发动机的中远程火箭弹弹道性能研究

双脉冲发动机能够降低火箭弹飞行阻力,增加射程。为了研究中远程火箭弹采用双脉冲发动机对弹道性能的影响,针对单助推和双脉冲发动机建立了发动机模型,编制了外弹道计算程序,对比分析了分别采用这两种发动机的中远程火箭弹的射程覆盖范围和末端速度等弹道性能。研究表明,对比单助推方案,采用双脉冲发动机的火箭弹最小射程减小34.24%,最大射程增加24.63%,即通过合理选择初始射角和脉冲间隔时间,能够有效拓宽火箭弹的射程覆盖范围;采用双脉冲方案的中程火箭弹增程效果更为明显,与之相比,采用双脉冲方案的远程火箭弹增程仅5.89%;对比单助推方案,在相同射程下,双脉冲发动机还能大幅提高火箭弹在小射程下的末端速度,提升火箭弹的末端突防能力。     

对甲苯基三苯乙炔基硅烷的合成及其固化动力学研究

为进一步提高对甲苯基三苯乙炔基硅烷(p-TTPES)耐热稳定性,通过对甲苯基三氯硅烷与苯乙炔进行Grignard反应合成p-TTPES,利用核磁共振波谱(NMR)和红外光谱(FT-IR)对其分子结构进行表征,采用差示扫描量热法(DSC)对单体的固化行为进行分析,并利用多重线性回归的计算方式,获得p-TTPES固化动力学模型。实验结果表明,等温DSC分析求得p-TTPES的反应活化能E_a为153.89 kJ/mol,指前因子A为5.25×10¹² s^-1,固化反应级数m+n约为2.0,反应与自催化模型相符;由非等温DSC曲线,借助Kissinger、Ozawa和Flynn-Wall-Ozawa动力学分析方法,求得p-TTPES的反应活化能分别为165.70、167.54、165.94 kJ/mol,指前因子A为2.76×10¹³ s^-1;树脂氮气中5%热失重温度(T_d5)超过460℃,800℃下树脂的残炭率为74%;结合DSC分析和TG分析表明,芳炔单体取代...     

自动钻铆装备的激光测量系统法向误差研究

飞机装配中铆接部位的孔垂直度直接影响铆钉的连接质量和疲劳寿命,进而影响飞机的力学性能。为了保证飞机铆接垂直度要求,必须分析自动钻铆系统法向误差的影响因素。首先,确定了倾角误差、数学模型的线性误差与法向误差的关系。其次,给出了激光位移传感器安装参数的选取规律,并研究了其对位姿标定的影响。最后,实验验证了安装参数优化后的实际效果。研究结果可为法向测量装置的设计与分析提供理论指导,对于提升自动钻铆系统的法向精度,进而保证孔垂直度要求具有重要意义。     

空间平台发射拦截器动力学与最优脉冲拦截

研究了空间平台发射拦截器的两体耦合动力学,以及拦截器拦截目标星的最优脉冲控制问题。平台首先与目标星形成绕飞关系,保持其发射筒轴线始终瞄准目标星。接到发射指令后,拦截器从发射筒中射出,本文采用拉格朗日第二类方程建立了发射过程平台-拦截器两体动力学模型。因为两体耦合影响,平台姿态偏转,拦截器出筒时的速度已经不能瞄准目标星。通过小型火箭发动机给其施加速度脉冲,使其进入拦截轨道,保证拦截的同时,将脉冲速度最小化以节省燃料,本文将其归结为一个非线性规划问题,采用三级优化的策略来求解。在拦截飞行时间相较于平台绕飞目标星的周期是小量的条件下,可以视绕飞平均角速度为小参数,采用正则摄动方法求出非线性规划的一阶近似解,然后以此为迭代初值,寻找最优真解。最后进行了数值仿真验证。     

基于双转台五轴机床在工件坐标系中误差矢量建立与补偿

以双转台五轴数控机床为对象,针对该类型机床在经典后置处理中会导致非线性误差,本文提出一种非线性误差预测模型,即在工件坐标系中考虑了非线性误差的刀具轨迹代替刀位点之间的小线段轨迹,利用经典五轴后置处理,使得在机床坐标系中减少非线性误差,最大限度保证在机床坐标系中刀位轨迹保持直线运动轨迹.最后通过Matlab对一叶轮零件中...