滚动接触疲劳寿命预测方法综述

首先介绍了滚动接触疲劳的主要失效过程是裂纹在亚表面起始然后扩展到表面最终引起剥落,接着分两类介绍了滚动接触疲劳寿命模型的研究和讨论:一类是基于概率的工程模型,这类模型的代表是Lund是-berg-Palmgren方程、Ioannides-Harris方程、Zaretsky方程等,这些方程均有很强的实用性,在轴承工业中已取得很好的应用;一类是研究模型,这些模型通过接触体材料完整的应力-应变行为的信息,并结合材料的失效模型,用于解释接触疲劳失效过程中的机理。     

可重复使用飞行器导航制导控制技术展望

针对当前可重复使用飞行器的发展现状,总结了其特点、优势和发展趋势.通过飞行任务,分析了可重复使用飞行器所面临的复杂环境特性和飞行控制特性.从飞行控制角度出发,概括了可重复使用飞行器导航制导控制所面临的技术挑战,包括高精度导航技术、多约束航迹优化技术、再入段和能量管理段的制导技术以及强耦合强不确定强鲁棒姿态控制技术等.最后,针对技术挑战,对可重复使用飞行器导航制导控制技术提出了若干建议.     

发动机静子尾流激励对叶盘结构高阶共振可激性的研究

针对航空发动机中转静干涉流场诱发的叶盘结构强迫响应问题,分析由导流叶片和动叶构成的转静干涉流场的尾流激励所激起的叶盘结构高阶共振的可能性和危险性.基于非定常转静干涉流场数值模拟结果,通过时域与空间傅里叶分析得到叶盘所受气动压力的频谱和空间波谱,同时定义投影于叶盘结构模态空间的激励（即模态力）为尾流激励的可激性,用于对叶盘结构共振响应强度的评估.研究结果表明:尾流激励对非主要共振点的可激性远远小于其对主要共振点的可激性;在发动机工作转速范围内允许那些模态位移场与激振力场的夹角较大（余角较小）的共振存在,即尾流激励可激性很小的高阶共振的存在是合理的.      

基于备件保障概率的备件库存限额确定方法

鉴于目前装备研制早期信息较少,备件需求确定方法与战备完好性指标相脱节,备件需求的不确定性较大,通过建立装备完好率、可用度、平均故障停机时间与备件保障概率之间的关系,确定满足完好率的区间要求的装备系统备件保障概率。运用Delphi法对装备分系统和LRU的备件保障概率进行分配,进而确定相应的备件库存限额标准。最后,结合实例验证了分析方法的可行性与合理性。     

基于Neyman-Pearson准则的空间目标轨道机动检测方法

轨道机动检测是当前空间监视活动的重要需求之一.当卫星在脉冲小推力作用下发生轨道机动时,会引起目标卫星与伴飞卫星相对距离变化率的阶跃突变,由于测量噪声的存在,距离变化率的阶跃突变特征被淹没在测量噪声中,不容易被检测出来.针对该问题,提出了一种基于概率判决模型的轨道机动检测方法.该方法采用独立同分布高斯白噪声模型描述测量噪...     

基于VFIFE法的剪式铰结构建模研究

剪式铰杆系结构在宇航领域有着广泛的应用,众多学者进行了深入研究.对剪式铰结构的展开过程分析非常重要,传统的分析方法是采用多体动力学.研究基于向量式有限元法(VFIFE)基本理论,分别建立剪式铰结构的柔性杆模型和刚性杆模型.根据强制几何约束,提出剪式铰结构的刚性杆建模方法,并推导内力计算.对柔性杆建模方法,根据位移一致原...     

刚性隔热瓦热防护结构无损检测方法概述

可重复使用飞行器具有成本低廉、服役准备周期短的优势,是当今航天领域的重要发展方向。防热技术是发展可重复使用飞行器的关键技术之一。在其服役周期内,防热结构会多次承受严酷的气动力、热、噪声载荷环境,极易受到损伤,影响飞行器正常工作。可重复使用飞行器所使用的隔热瓦防护结构的完整性和剩余寿命直接影响了可重复使用飞行器的重复使用性能,对防热结构进行检测评估对飞行器的服役至关重要。本论文对当前适用于隔热瓦材料的检测手段进行了总结,对比分析了各种方法的优劣,为可重复使用飞行器的热防护结构发展和应用提供技术支持。     

雷达干扰条件下射击毁伤概率模型研究

基于雷达干扰原理,从信号层面分析了雷达干扰对活动目标侦察校射雷达效能的影响,并给出了干扰条件下的效能指标计算模型。结合典型战术背景,研究了雷达干扰条件下对单个运动目标射击毁伤概率模型,仿真实验表明,该模型有效、可靠。     

模块化可展开天线支撑机构运动学建模与分析

模块化可展开天线具有拓展性强、灵活性高、适应性好等特点,是满足未来可展开天线大口径发展趋势的一种较为理想的结构形式.为研究由六棱柱模块组成的可展开天线支撑机构多模块联动展开运动特性,提出一种多模块联动展开运动学建模方法.根据可展开天线的结构组成及展开原理,建立了可展开天线机构关键点的空间几何模型,基于机器人学中的D-H...     

试验室条件下304SS冲击式涡轮叶片疲劳寿命研究

可重复使用液体火箭发动机对冲击式涡轮叶片疲劳寿命的验证需求越来越强烈,然而,目前叶片疲劳试验以成本高昂的搭载试车为主,且冲击式涡轮叶片尺寸小,试验难度大.为此,本文以某型液体火箭发动机涡轮一级动叶为研究对象,建立了小尺寸液体火箭发动机涡轮叶片疲劳寿命仿真与试验室考核方法,从理论和试验的角度对叶片疲劳寿命实验室考核试验的...