基于深度学习与SAE网络的火箭推力下降故障诊断

针对运载火箭动力系统在发动机推力下降故障诊断中存在的推力下降程度及故障时间测算不精确的问题,提出了一种基于深度学习的故障诊断方法.不同时刻及程度的推力故障下,利用运载火箭六自由度运动学模型生成的过载信息作为故障训练样本,采用堆栈自动编码器方法训练网络,利用训练好的网络辨识发动机推力下降程度,带入六自由度仿真模型中可以实...     

混杂纤维复合材料受拉构件的最优混杂比研究

基于复合材料力学中的复合定律和断裂应变破坏准则,讨论了混杂纤维复合材料的断裂特性,得到了以纤维层拉伸强度和拉伸模量表示的两种纤维混杂复合材料受拉构件的临界混杂比和拉伸强度;并讨论了最优混杂比的选取方法。算例表明,文中给出的最优混杂比的确定,就是一种满应力的优化设计,它可用于固体火箭发动机混杂纤维缠绕壳体的初步设计。     

回流型脉冲爆震燃烧室工作特性分析

为了获得回流型脉冲爆震燃烧室在不同工作频率下的工作特性,通过试验和数值相结合的方法对该爆震室工作频率10~30Hz时的出口燃气总压、总温、流量变化规律以及该爆震室的增压能力进行了测试与计算分析。结果表明：出口燃气总压、总温具有极高的峰值和较高的平台区,其工作频率10~30Hz时,压力平台值为0.36~0.91MPa,时均温度为710~1270K。此外,该爆震室排气流量十分集中,以10Hz为例,在一个爆震循环的16%时间内,排出了整个循环60.5%的燃气。为此对出口燃气总压进行质量加权平均,发现该爆震室的增压比随工作频率的增加而降低,在2.05~2.37。     

涡轮导叶W型孔全气膜冷却效率实验研究

为了研究涡轮导叶W型孔全气膜冷却效率的分布规律,使用热色液晶测量了在流量比为5.5%、8.4%和12.5%,主流湍流度为1%、9%和15%下W型孔全气膜涡轮导叶的气膜冷却效率,并与相同工况下的圆柱型孔全气膜叶片的冷却效率结果进行了对比。结果表明：在低湍流度下,流量比变化对W型孔叶片不同区域冷却效率的影响规律不同;而在高湍流度下,流量比增大使W型孔叶片的冷却效率整体升高;在本文研究的所有流量比下,W型孔叶片的冷却效率均随着湍流度的升高而降低;与圆柱型孔叶片相比,在中低湍流度下,W型孔的冷气壁面贴附性和展向覆盖效果更好,W型孔叶片的冷却效率具有明显优势,然而在高湍流度下由于W型孔的冷气速度低且分布分散,易在高湍流度影响下耗散,W型孔叶片的冷却效率优势较小,甚至在高湍流度大流量比下,圆柱型孔叶片的面平均冷却效率比W型孔叶片高15%左右。     

碳纤维表面特征对碳/环氧复合材料界面性能影响研究

为了研究碳纤维表面特征与碳/环氧复合材料界面剪切强度的定量关系。采用扫描电子显微镜、比表面积分析仪、X射线光电子能谱仪对T800级碳纤维表面形貌、比表面积和表面化学特征进行了测试表征,并使用微珠脱粘法测试了复合材料的界面剪切强度（IFSS）。基于碳纤维比表面积测试结果,引入真实界面面积的概念,重点分析了界面面积和化学特征对IFSS的影响机理和规律。结果表明,不同表面状态的T800级碳纤维比表面积存在明显差异,两种除浆方法处理的碳纤维比表面积相差25.4%。消除界面面积影响的真实界面剪切强度（IFSS’）与碳纤维表面氧碳比呈现出较好的线性相关性,R2达到了0.94。反映出提高碳纤维比表面积和表面氧碳比是改善复合材料界面性能的有效手段。同时,也为定量研究碳纤维表面物理和化学特征对复合材料界面性能的影响提供了一种新的分析思路。     

一种敏捷卫星积分时间计算方法

敏捷卫星成像过程中姿态变化灵活,积分时间变化剧烈,传统卫星积分时间计算模型已无法满足精度要求。因此,提出一种改进的积分时间计算模型,在星地斜距计算和摄影点地速计算两方面作了改进。星地斜距计算时利用地表数字高程模型修正理论的斜距值,摄影点地速计算中增加姿态角速度对卫星本体坐标系角速度矢量的影响,并设计了整个算法在星上数管分系统中的实现方案。最后在星载嵌入式环境下进行了仿真计算,并与地面仿真计算结果进行了比对分析。两者比对偏差在0.01‰以内,可以满足相机成像质量要求。     

γ-Reθt转捩模型在微通道流动特性研究中的应用

应用ANSYS CFX对矩形微通道中的流动进行了数值研究。通过与实验数据的对比检验了层流模型、γ-Reθt转捩模型和剪切应力输运模型在微通道流动转捩模拟中的适用性,并在此基础上探究了微通道长径比以及截面宽高比对临界雷诺数的影响。结果表明:3种模型中,只有γ-Reθt转捩模型捕捉到了转捩的趋势,并较为准确地捕捉到了临界雷诺数。当微通道的长径比不小于200,进口段对整体流动特性产生的影响可以忽略。当微通道的当量直径和长径比一定,宽高比由1增加到5时,临界雷诺数呈逐渐增长趋势。      

一种高效高精度的气动弹性结构优化方法

气动弹性结构优化技术主要包括约束求解和优化算法两个方面的内容。针对常用的基于低阶面元法的静气动弹性分析方法计算效率高但精度低的特点,建立了一种高效高精度的基于高阶面元法的静气动弹性分析方法。针对当前气动弹性结构优化技术使用单一优化算法导致搜索精度低、收敛速度慢等特点,将遗传算法和分形算法进行结合,发展了一种遗传/分形混合算法。针对气动弹性结构优化计算时间长、设备要求高等特点,引入了Kriging代理模型方法来加快优化速度,减少时间和设备的耗费。最后以某大展弦比客机机翼为算例,采用基于高阶面元法的静气动弹性分析方法求解约束响应样本,用Kriging代理模型方法对约束响应进行模型构建和预测,并将Kriging代理模型和遗传/分形混合优化算法进行结合,构建了一种高效高精度的静气动弹性结构优化方法。优化分析结果表明,Kriging代理模型在静气动弹性响应预测上具有很高的精度,平均误差均在5%以下,副翼效率预测的平均误差甚至低于1%;遗传/分形混合算法相比于单一的遗传算法具有更快的收敛速度和更强的全局寻优能力。     

适用于任意应变比的应变寿命新模型

为了提高非对称应变寿命模型预估轮盘疲劳寿命的精度,通过对不同应变比下的试验数据进行多元线性拟合,建立了一种适用于试验数据应变比覆盖范围内任意应变比条件下的应变寿命新模型。结合多种材料的疲劳试验结果,对包含本模型在内的四种常用模型预测结果进行了对比分析。结果显示Morrow弹性修正模型和Morrow-Harford模型的预测结果不稳定;SWT模型预测精度一般,但稳定性较好。本文新模型对CC450不锈钢和SAE1045钢的预测结果基本在2倍分散带内;对GH4133光滑试棒的预估中位寿命比试验中位寿命仅高0.25%,对GH4133中心孔拉伸试件的预估中位寿命比试验中位寿命小3.67%,展示出很好的考虑应变比影响的疲劳寿命预测能力。     

空间核电推进系统比质量优化建模及其木星探测应用分析

空间核电推进(Nuclear Electric Propulsion,NEP)系统是一种将核热能转换成电能,并驱动大功率电推力器而产生推力的革命性空间推进技术。和传统推进技术相比,NEP具有高比冲、大功率、长寿命等技术优势,非常适合未来大规模深空探测任务。基于NEP系统组成和小推力轨道理论,建立了以有效载荷为目标的NEP系统比质量优化模型。该模型能够解析NEP航天器的轨道运行时间、比质量、功率与有效载荷比的复杂耦合关系,为任务优化提供了计算依据。最后,利用该模型对NEP系统完成NASA "Juno号"航天任务进行了技术指标评估分析。计算表明,当NEP系统比质量达到4.8 kg/kWe时,其能将"Juno号"航天任务的地木转移时间由2 266 d缩短至665 d,有效载荷由160 kg提高到1 179 kg,极大地提高了航天器的探测能力,为任务方案的可行性论证和后续设计提供参考。