宽带数字示波器高频特性检定问题的讨论

数字示波器带宽的提高,导致高频效应影响更加显著,使用条件更加苛刻,对检定设备及其系统连接提出了更高要求.如何减小或消除不良影响及充分挖掘检定设备潜力,实现准确和尽可能全面的检定,本文在依据常规数字示波器检定项目和方法的基础上,研究了各检定项目的可行性及采取的措施,特别是对其带宽和瞬态等高频特性的检定进行了重点讨论,从而实现宽带数字示波器的全面检定.     

数字压力计检定装置

在贵州国防区域计量站5505校准实验室建立了一套数字压力计检定装置,可满足对区域内各工厂开展数字式压力仪器检定的要求.     

永磁同步电机全域温度场分析与水道优化设计

以额定功率为60 kW永磁同步电机(PMSM)为研究对象,采用气隙等效导热系数处理定转子间的热交换问题。给出散下线定子绕组的等效热模型。在进行绕组铜耗计算时考虑温升对定子绕组阻值的影响,试验测定壳体与定子铁心间因装配间隙而产生的热阻值。在此基础上建立PMSM三维全域瞬态温度场有限元模型,计算电机在峰值转速运行时的温度场变化,并进行试验验证。对水道宽度比、水道数和翅片进行优化计算,找出最优解。结果表明,水道优化后电机最高温度下降9.8 ℃,对电机水道结构设计具有一定的指导意义。     

吸气式涡轮冲压发动机性能模拟及验证

为验证吸气式涡轮冲压发动机(ATR)模型的精度,参考国外公开的试验数据,对现有ATR模型进行了修正.使用修正后的模型模拟了ATR节流性能和过渡态性能.计算结果和试验数据对比表明:高换算转速条件下的计算结果与试验结果相对误差在1%以内;低换算转速条件下,由于燃气发生器燃气性质和燃烧室出口燃气性质不准确,相对误差有所增加,但未超过5%.全换算转速范围内各参数变化趋势相同.对比结果表明该ATR模型可以很好地模拟ATR慢车以上工况的性能,同时证明了现有ATR模型的可靠性和合理性.      

HW/SW Co-design of the Instrument Control Unit for the Energetic Particle Detector on-board Solar Orbiter

ESA’s medium-class Solar Orbiter mission is conceived to perform a close-up study of our Sun and its inner heliosphere to better understand the behaviour of our star. The mission will provide the clues to discover how the Sun creates and controls the solar wind and thereby affects the environments of all the planets. The spacecraft is equipped with a comprehensive suite of instruments. The Energetic Particle Detector (EPD) is one of the in-situ instruments on-board Solar Orbiter. EPD is composed of five different sensors, all of them sharing the Instrument Control Unit or ICU that is the sole interface with the spacecraft. This paper emphasises on how the hardware/software co-design approach can lead to a decrease in software complexity and highlights the versatility of the toolset that supports the development process. Following a model-driven engineering approach, these tools are capable of generating the high-level code of the software application, as well as of facilitating its configuration control and its deployment on the hardware platforms used in the different stages of the development process. Moreover, the use of the Leon2ViP virtual platform, with fault injection capabilities, allows an early software-before-hardware verification and validation and also a hardware–software co-simulation. The adopted solutions reduce development time without compromising the whole process reliability that is essential to the EPD success.     

飞翼布局气动方案优选和试验验证

提出综合考虑飞翼布局隐身性能和气动性能的平面形状特征参数,分析了方案优选中的约束关系.采用参数化方法构建了三维曲面模型,并将物面网格划分流程进行自动化封装,通过更改设计参数准确快速地得到新方案的物面网格.应用基于Euler方程的数值方法进行布局方案的气动性能计算分析,在重点方案的分析中加入黏性修正;应用高频近似方法估算方案的隐身性能.以巡航状态作为设计点,在隐身性能的约束下,应用分析-修正的方法完成了气动布局方案优选,并对最终选定的方案进行风洞试验验证,证明该方案有进一步研究的价值.     

湿/热/力耦合条件下复合材料结构渐进损伤仿真

发展了湿/热/静力耦合条件下复合材料结构渐进损伤仿真方法,考虑复合材料力学性能的随机分布特性建立有限元模型,改进了湿热条件下复合材料本构关系,以Hashin准则、最大应力准则作为失效判据,完整仿真了不同湿热条件、不同载荷类型作用下复合材料开孔层合板从损伤起始至最终失效的损伤演化全过程,极限强度预测结果与相应试验结果的误差在10%以内,验证了仿真分析方法的有效性.湿热效应对损伤起始和演化的影响表明:由于湿热条件作用,相对于室温干态而言,复合材料开孔层合板的损伤起始的时间提前、所需载荷降低,极限强度和极限应变减小.     

载人航天器密封舱内非金属材料控制

载人航天器非金属材料控制是保证航天员安全和航天器顺利完成飞行任务的重要因素。文章对非金属材料控制的主要要素进行了分析,制定了选用要求,提出了控制方法和措施,并对非金属材料阻燃、有害气体脱出及质量损失等性能进行了专项筛选试验及总体封舱检测,从而获得了载人航天器密封舱内非金属材料选用清单。     

基于比例阀门的升降速度控制方法研究

提出了一种新的航空升降速度标准信号自动产生方法.从控制方面,采用硅压阻模拟、石英数字双传感器,分别作为过程控制传感器和基准压力传感器,保证系统升降速度的准确度.采用双闭环控制方案,模拟闭环采用电路设计实现,数字闭环通过计算机、数字传感器和软件实现.控制执行部件采用一对比例电磁阀门.控制电路设计采用了模拟电路PID和数字PID控制结合的串级控制方案,对实现升降速度和压力信号变化的微分电路进行了设计.实验证明,该装置升降速度的输出准确度优于0.2%F.S,控制范围为0～200 m/s.     

运载火箭贮箱排气管路中波纹管力学环境地面模拟验证分析

运载火箭贮箱排气管的主要功能是为了满足增压输送系统在测试阶段的贮箱放气和在发射准备阶段的贮箱排气需求。排气管被破坏可能导致贮箱内的推进剂在封闭环境内聚集,在严重情况下会导致火箭爆炸。利用某运载型号在加注后出现了排气管波纹管破裂的故障现象,通过构建受力模型、进行仿真分析,验证了多因素变形对排气管破裂所产生的影响。仿真分析结果显示,在极限变形情况下,波纹管组件经受交变载荷,产生疲劳,发生破裂。最后,经过1：1地面模拟试验,验证了仿真分析的有效性,同时也为排气管在火箭飞行过程中受力的后续分析提供了技术支撑。