基于三维信息模型的飞机复杂零部件快速检测技术

本文论述了基于三维数字化模型的飞机零部件快速检测的方法,结合数字化检测装备,探讨了飞机复杂零部件在几何工程量、装配过程中实现快速检测的技术路线,并根据飞机数字化研制的需求,提出了数字化快速检测技术应用的研究重点.     

飞机发动机测温方法的探究与实践

介绍了飞机发动机的三种常用测温方法,并对其原理、应用以及冷端温度补偿进行了详细的论述.实践证明,通过这些方法获得的数据准确、稳定、可靠.     

纳米ZrO2陶瓷二维超声磨削温度影响因素分析

本文采用人工热电偶法,通过普通磨削和二维超声振动磨削的对比实验,回归分析了磨削深度、砂轮速度、工作台速度等磨削参数对纳米ZrO2陶瓷磨削温度的影响.别外对纳米ZrO2陶瓷这种非线性材料的磨削加工进行有限元仿真,比较实验测量数据与仿真结果,确定仿真分析对实际情况的指导作用.     

新型星载多波束相控阵天线分布式数字波束成形网络设计与实现

 针对16波束61阵元数字波束成形（DBF）星载相控阵天线的高速信号处理要求,提出以实信号处理为主体的分布式DBF网络架构,较复信号处理模式节省了一半的资源和数据传输量。通过时域Hilbert变换和分布式算法对波束成形网络各单元进行合理设计,降低了算法的运算量,也减少了硬件资源开销;同时通过单音闭环校正回路设计,改善了射频通道一致性。研制了DBF网络硬件平台和半实物仿真系统,验证了算法设计的正确性。本文提出的算法对资源有限的阵列信号处理有一定的借鉴意义。     

推力矢量喷管控制系统的数字仿真研究

结合某型发动机推力矢量喷管研制的实际工作,确定了轴对称推力矢量喷管的控制方案,建立了轴对称推力矢量喷管控制系统的数学模型,对此作了数字仿真研究。仿真结果表明:某型发动机推力矢量喷管控制方案是可行的,可满足发动机的性能要求。     

火星车低气压无风热环境模拟试验技术

为模拟火星车工作时所处大温差、低气压环境,文章以自主研制的调温热沉系统和压力控制系统为依托,实现试验容器热沉系统温度在-135~27℃间任意快速调节,均匀性优于±5℃;试验容器内气体压力控制值与目标压力值之差在±10 Pa之内。在国内首次完成无风环境下的火星车温控模拟舱验证试验,为火星车热分析模型修正以及后续火星车有风热环境试验提供了参考。     

网络结构及增塑剂对PBT弹性体玻璃化转变的影响

针对PBT推进剂玻璃化温度高、低温性能不足,难以满足战术发动机宽温使用要求的问题,从粘合剂网络结构与增塑剂两方面,研究了PBT结构单元比例、PBT相对分子质量和固化剂种类对PBT弹性体玻璃化转变的影响,以及多种增塑剂对PBT的增塑效率。结果表明,降低PBT中BAMO链节含量、提高PBT相对分子质量,可显著降低PBT弹性体玻璃化温度。在常用的3种固化剂TDI、IPDI和HDI中,对网络中软段运动能力限制作用强弱为HDIIPDITDI。在研究的含能增塑剂中,Bu-NENA对PBT增塑效率最高,降低玻璃化温度效果远优于常用的增塑剂BDNPF/A。     

温度循环试验中试件表面结霜/露现象及舱内水分来源的实验研究

温度循环试验中试件表面出现结露,会对试件造成损害。文章对典型温度循环舱内大热惯性试件的表面结露现象进行了实验研究:分析了舱内水分来源,并测量了舱内压力在空间和时间上的分布特征。结果表明:舱内压力随着温度的降低而降低,风机进风口的负压造成了舱外湿空气侵入舱内;而试验前舱内蒸发器表面存有的霜层,也是造成低温向高温的切换过程中舱内空气露点温度升高的重要原因。采用氮气流量控制,可有效维持舱内的正压,同时抑制升温阶段舱内空气露点温度的快速升高,规避试件表面结露的风险。     

温度交变环境下防热结构胶层厚度设计

再入返回式航天器飞行过程中,在轨温度交变环境下防热结构胶接热应力一直是航天器可靠性设计的关注內容恼乱浴爸忻芏确廊炔牧?硅橡胶-金属“”的胶接结构作为对象,针对典型的低地球轨道温度交变环境,选取±100℃/5个循环环境作为分析条件,用ANSYSWorkbench建立了结构有限元分析模型,考察了不同胶层厚度对于结构热应力及热变形的影响。基于有限元计算结果、热应力理论及胶接工艺分析,给出了温度交变环境下防热结构的胶层厚度设计结果.该有限元模型分析方法可为防热结构热匹配特性研究和设计提供基础依据。     

数字孪生技术综述分析与发展展望

随着数字化与仿真技术的发展,数字孪生技术已成为各行业的新兴研究热点,面对航天高质量、高效率和高效益的发展要求,有必要深入研究数字孪生技术的内涵及其关键技术,以便更好地研究探讨航天领域相关数字化仿真技术未来的发展方向。对数字孪生概念、数字孪生关键技术及研究现状进行了系统总结和分析,提出了航天领域数字孪生技术研究及应用领域发展展望。