激波冲击锯齿形界面的气泡竞争实验研究

通过实验在激波管中研究了平面激波冲击锯齿形界面的流动不稳定性演化过程,重点关注锯齿形界面初始顶角角度对气泡竞争的影响。利用肥皂膜技术生成初始气体界面,并采用高速摄影结合纹影方法对波后流场进行观测。结果表明:在界面发展早期,大、小界面几乎独立发展,说明气泡竞争在早期不起作用;随着时间发展,气泡竞争起作用,且随着锯齿形界面角度改变而变化,角度越小,界面上产生的斜压涡量越大,界面发展越快,气泡竞争越早出现且作用越显著。气泡竞争能够促进大气泡、抑制小气泡的振幅增长,且对小气泡的影响更大。气泡竞争同时会导致尖钉结构扭曲,进而改变界面总体振幅。气泡头部位移差在进入非线性增长之前会经历两个线性阶段,且第二个线性增长率较小,表明非线性效应在该阶段具有重要作用,大气泡受到非线性效应的影响更大。不同条件下的气泡位移差无法归一化,说明初始顶角角度对气泡竞争和界面演化具有重要影响。     

气体介质条件下的热电偶动态特性

针对热电偶动态特性的评估问题,实现热电偶测试性能评估与气体介质条件的匹配,开展了气体介质条件下热电偶动态特性研究。通过对传统激波管的结构和功能改造,设计了动态气体温度校准装置,开展了动态温度校准标准信号溯源方法的研究,建立了热电偶动态数学模型,实现了热电偶动态特性的定量描述和试验验证。动态校准试验结果表明:基于传统激波管改造的动态气体温度校准装置可以产生频域覆盖范围宽、阶跃幅值稳定的标准温度信号,基本可以覆盖常规温度传感器的动态校准需求;所采用的动态建模方法可以较为准确地评估热电偶动态模型的阶次和参数。经实验验证,建立的热电偶动态数学模型响应与实际响应信号的相关系数可以达到0.996 7,基本可以满足热电偶动态特性评估的工程需要。     

等离子体鞘套对C波段通信信号传输影响的试验

飞行器在稠密大气层超音速飞行时,由于其周围形成等离子体鞘套对通信信号的屏蔽或能量大幅度衰减效应,可使飞行器与地面间通信产生中断.以等离子体鞘套对通信信号透射相位改变和能量吸收为基本出发点,以高温激波管试验装置产生的、生存时间为几百微秒量级的等离子体鞘套为研究对象,利用四进制相移键控（QPSK,Quaternary Phase Shift Keying）调制、载波频率为7.5GHz的信号生成与测量系统获取有无等离子体鞘套时信号相位特征、眼图特征、图像传输等的对比试验结果,利用矢量网络分析系统E8362B获取了有无等离子体鞘套时透射能量衰减对比试验结果.试验结果不仅进一步证明了等离子体鞘套对通信信号能量大幅度衰减将不同程度影响飞行器与地面的正常通信;同时表明等离子体鞘套能够使QPSK信号相位特征产生改变,从而在信号解调解码后眼图特征产生严重畸变,通信系统误码率P_e 大大提高,最终导致接收端无法复现发送端发送的原始信息.     

Springback prediction of thick-walled high-strength titanium tube bending

Significant springback occurs after tube rotary-draw-bending （RDB）, especially for a high-strength Ti-3A1-2.5V tube （HSTT） due to its high ratio of yield strength to Young＇s modulus. The combination scheme of explicit and implicit is preferred to predict the springback. This simulation strategy includes several numerical parameters, such as element type, number of elements through thickness （NEL）, element size, etc. However, the influences of these parameters on spring- back prediction accuracy are not fully understood. Thus, taking the geometrical specification 9.525 mm × 0.508 mm ofa HSTT as the objective, the effects of numerical parameters on prediction accuracy and computation efficiency of springback simulation of HSTT RDB are investigated. The simulated springback results are compared with experimental ones. The main results are： （1） solid and continuum-shell elements predict the experimental results well; （2） for C3DSR elements, NEL of at least 3 is required to obtain reliable results and a relative error of 29% can occur as NEL is varied in the range of 1-3; （3） specifying damping factor typically works well in Abaqus/Emplicit simulation of springback and the springback results are sensitive to the magnitude of damping factor. In addition, the explanations of the effect rules are given and a guideline is added.     

脉管制冷机液氦温区高频特性

从主动制冷的角度,探索冷端无运动部件的低温制冷机-脉管制冷机高频下达到液氯温区的条件,在前期理论设计的基础上,研制了一台预冷型的单级高频脉管制冷机,采用低温惯性管和低温气库为调相方式,开展了频率、平均充气压力、预冷温度以及输入功率等对制冷机性能影响的实验研究.实验结果表明:当采用氦-4为工质,预冷温度为4.54 K,工作压力为0.775 MPa,工作频率为40 Hz时,该制冷机最低无负荷制冷温度达4.23 K.     

动态构造网管中被管对象的可视化扩展

随着互联网规模的不断扩大和网络应用的日益丰富,传统网管已经难以适应对大型、异构、动态变化的网络和种类繁多的网络应用的管理需要.动态构造的网络管理是一种新型的网络管理模式,被管对象的扩展是动态构造网管中的重要组成部分.提出了被管对象的可视化扩展方法.通过在管理人机交互界面上构造一棵MOS(被管对象集)树,并提供一系列的编辑工具,供设备厂商和应用开发商可视化定义其设备和应用所实现的MOS模块.这些模块以具有正确语法格式的MOS文件的形式提交给网管系统,由动态MOS编译将其加载到系统中,系统通过对其的访问实现被管对象和管理功能的关联及扩展.     

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。     

暗物质粒子探测卫星的集中式载荷管理系统

暗物质粒子探测卫星有效载荷由4种探测器组成,探测器的电子学前端共有28台设备.针对载荷设备数量多、接口复杂的特点,设计了一种通过载荷数管系统进行集中式载荷管理的方案,实现对探测器电子学前端的遥测、遥控、数据采集和二次电源供配电.同时,载荷数管系统具有大容量数据存储和高速数据复接功能,可分区存储科学数据和工程参数,在进入地面接收站时,将存储的科学数据和工程参数组成符合CCSDS协议的传输帧,经RS编码和加扰后发送给数传发射机.解决了突发式、多信源科学数据采集、存储,探测器在轨自主探测管理,大功率、低噪声二次电源配电等关键技术.该系统经过了在轨考核验证,结果表明控制和信息体系合理,自主探测管理和健康管理措施有效.      

气液两相流在180°弯头上T形管处相分离的实验研究

利用180°弯头上的T形管考察气液两相流的相分离行为,以加深对两相流在T形管处相分离机理的理解。以空气和水为两相流工作介质,在鼓泡流和环状流条件下,入口主管分别以垂直向上和垂直向下2种方式放置,通过改变气液入口流型和流速,考察了180°弯头上T形管处合力的大小和流型的变化,测定了该处的相分离数据。实验结果表明:入口主管垂直向上时,在鼓泡流条件下,气体主要受液体的浮力作用,液相主要受重力作用,侧支管以气相采出占优,增加气液流速对气相采出不利;而在环状流条件下,液体离心力占主导地位,侧支管以液相采出占优为主,气液两相流速增加对相分离有利;主管垂直向下时,在环状流条件下,以液体向下的离心力和重力占主导地位,侧支管中液相采出占优,增大气体流速或者液体流速,不利于液相在侧支管的采出。利用T形管处的合力大小、入口流型和两相入口动量能有效解释相分离结果的变化规律。     

太阳帆充气支撑管展开动力学分析

太阳帆可以通过气体驱动支撑管而展开。针对太阳帆充气展开方式,分别对“Z”型8折管整体与分段充气模型建立有中心刚体与无中心刚体约束两种情况的有限元模型;针对分段充气模型,根据充气装置的位置分别建立自由端与固支端充气模型。应用动力学显式求解软件LS\|DYNA 进行太阳帆支撑管充气展开仿真模拟,并对仿真结果进行了分析。