基于图像化变差函数的性能数据异常明别

为提升发动机性能监控的智能化水平,实现性能数据的高效利用,提出了基于图像化变差函数的发动机性能数据异常 判别方法。 通过研究发动机性能数据的标准化修正方法和图像转化方法,将数值型表示的发动机性能数据转化为发动机性能图像。 通过引入变差函数理论,采用 4 方向的变差函数值表示性能特征值,融合不同时刻不同参数的性能数据。 在提取发动机性能图像关 键特征点的基础上,定义性能图像间的差异距离,实现基于变差函数的发动机性能图像异常判别方法,从而实现对发动机性能状态 的判别。 选用若干组实际发动机性能数据对方法进行验证O 验证结果表明:该方法运算高效,实现了高维性能数据的降维和对性能 图像运行状态的分类,从而判别发动机性能数据的运行状态。     

铝合金表面贯穿式复合涂层设计、制备及性能研究

为了改善航空航天用铝合金的耐磨性能,尤其是保证在使用环境温度升高情况下铝合金的正常使用。本文在机械球磨涂层与基体之间扩散层形成原理的基础之上,设计三维立体状扩散层来增大涂层与基体之间结合性能;采用融合机械球磨、激光织构微孔和电沉积3种技术在铝合金表面制备贯穿式复合涂层,对复合涂层的力学和摩擦学性能进行测试分析。结果表明,电沉积Ni涂层完全覆盖了机械球磨涂层的织构表面,经过热处理后机械球磨涂层和电沉积涂层显微硬度分别约为285和165 HV,并且铝合金基体、机械球磨涂层和电沉积涂层3者界面处形成了三维立体结构扩散层。铝合金在室温情况下摩擦学性能表现正常,但在300℃下出现失效现象。针对4种复合涂层,室温下N150复合涂层的摩擦因数最低(约为0.7);300℃下N100、N150、N200复合涂层摩擦因数约为0.5。两种温度环境下4种样品的磨损率分布在(0.9～1.6)×10^-3mm³/(N·m),N100和N150复合涂层性能表现略好。采用该方法制备的贯穿式复合涂层在室温和300℃环境下有效的保护了铝合金基体,拓宽了铝合金的适用范围。     

InxGa1-xAs材料在多结空间太阳电池中的应用进展

In_xGa_(1-x)As材料具有独特的物理特性,可以通过调节In和Ga的组分来改变材料的带隙宽度Eg。该材料自进入多结空间太阳电池领域以来,就受到了广泛的关注。因此,In_xGa_(1-x)As材料有望成为未来多结空间太阳电池领域中的重要研究对象。本文首先介绍了InGaAs材料的生长工艺及其在多结空间太阳电池领域中的应用情况和研究现状,同时讨论了材料的外延生长工艺以获得高质量含InGaAs材料的多结太阳电池。此外,介绍了近年来InGaAs材料在高效多结空间太阳电池领域的研究进展,并对其抗辐照性能进行了简述。大量研究表明:InGaAs材料的使用可以进一步提升多结空间太阳电池的光电转换效率,达到提升卫星有效载荷的目的。     

应用PTC电阻精确控温的实验研究

正温度系数（PTC）电阻是一种具有温度敏感性的半导体电阻,利用PTC电阻取代普通电阻加热材料,有可能成为航天器主动热控的一种新手段。文章建立了电加热主动控温的实验系统,对PTC电阻和普通电阻的热控性能进行了对比实验研究,研究结果表明：由于PTC电阻具有电阻随温度升高而快速增大的特性,与普通电阻热控系统相比,PTC电阻热控系统具有控温精度高、自适应能力强等优点。此文的研究结果对于利用PTC电阻实现精确温度控制具有一定的指导价值。     

射频电缆低温扭转阻力矩对卫星展开锁定机构的影响

针对射频电缆在低温环境下扭转阻力矩增大给某卫星展开锁定机构可靠性带来的不确定影响,文章首先对射频电缆低温扭转阻力矩进行测试试验,之后分析了该阻力矩对展开锁定机构静力矩裕度的影响;在此基础上对机构的设计方案进行改进,并通过仿真分析,验证了改进后机构能够可靠展开,展开时间、冲击力矩等指标满足卫星总体要求。     

航空发动机叶尖径向间隙研究进展综述

航空发动机叶尖径向间隙是影响其性能和结构安全性的重要因素。简述了航空发动机叶尖间隙研究的国内外发展现状,进而量化间隙对发动机性能的影响,摸清叶尖间隙随飞行里程的变化规律,总结出影响叶尖间隙的主要因素有热负荷、离心负荷、转子不平衡响应、转子热弯曲、机动载荷等,基于各影响因素认为,通过转、静子变形来综合计算分析稳态、瞬态间隙是目前发动机叶尖间隙主要分析方法。为数值分析发动机叶尖间隙打下技术基础。     

直升机发动机舱通风、遮挡和隔热对红外辐射特性的影响

为了降低直升机发动机舱蒙皮的温度,减弱直升机红外辐射能量,采用数值仿真的方法研究其处于悬停状态、考虑了旋翼下洗作用的发动机舱蒙皮温度场和直升机红外辐射特性.针对基准发动机舱结构提出了在舱内加设辐射遮挡套、增开通风百叶窗、排气管尾缘修型和蒙皮内侧敷设隔热层等改进方案,研究了上述改进方案对直升机发动机舱蒙皮温度场和红外辐射特性的影响,得到了如下结论:①在发动机舱内加设辐射遮挡套后,整机侧向探测方位角内3~5μm红外辐射强度出现了约25%的增幅,8~14μm波段红外辐射与原始结构相当.②在发动机舱顶部增开通风百叶窗,直升机3~5μm红外辐射低于原始结构约12%,8~14μm波段红外辐射与原始结构相当.③在发动机舱顶部增开通风百叶窗的基础上,对排气管尾缘采取延伸遮挡以及在发动机舱蒙皮内侧敷设隔热层,整机3~5μm波段红外辐射的最大值下降约70%,8~14μm波段红外辐射的最大值下降约10%.      

离心通风器通风阻力的影响因素

为分析航空发动机离心通风器通风阻力的影响因素,应用计算流体动力学(CFD)和雷诺应力模型(RSM)对离心通风器内流场进行数值计算.比较相同工况下通风阻力的计算与试验值,保证模型的适用性.通过计算得到不同工况和结构的足够拟合数量的离心通风器阻力值,对数据进行二元二次空间趋势面回归分析.结果表明:流量和转速的增加都带来更大的通风阻力;通风孔偏心设计与减小辐板顶圆半径可以减小通风阻力,通风孔偏心设计存在最佳偏心距约为7.5mm.     

高性能抗氧化SmCo高温永磁材料

航空航天及现代工业高技术领域对使用温度达到500℃的永磁材料提出了明确需求。SmCo永磁材料因其高的居里温度、强的磁晶各向异性和高的饱和磁化强度成为现有永磁材料中高温永磁材料的首选。然而,商用的2∶17型SmCo合金因其高的矫顽力温度系数使其最大工作温度不超过300℃。本文重点研究了2∶17型SmCo高温永磁材料、1∶7型纳米晶SmCo高温永磁材料以及SmCo高温永磁材料的抗氧化行为;研制出了可以在500℃及550℃应用的2∶17型SmCo高温永磁体;获得了具有各向异性的1∶7型纳米晶SmCo磁体;1∶7型纳米晶SmCo永磁材料在500℃具有良好的结构和磁性能时效稳定性;合金化和表面改性显著提高了SmCo磁体的高温抗氧化能力。     

2D C/SiC 复合材料的静压痕力的损伤表征

为考察2D C/SiC 复合材料在外力作用下产生的不可见损伤对其力学性能的影响。通过静压痕实验引入损伤,采用红外热波成像和残余性能测试的方法,表征2D C/SiC 复合材料的损伤。结果表明:施加能量为0.75 J时,复合材料内部开始产生损伤, 施加能量为1.8 J(接触力1 700 N、压痕深1 mm)时,损伤模式发生转变;随着损伤程度的加重,残余压缩强度下降率约为残余拉伸强度下降率的2倍。