一种带状加载宽缝超宽带天线设计研究

设计了共面波导馈电的圆形宽缝超宽带天线.该天线由宽缝天线变形而来,在3CHz～12GHz的工作频带范围内,具有平面小型化超宽带特性.通过带状加载圆形缝隙的方法,改善了此天线的辐射方向图特性.为了阻止其他通信系统对超宽带系统的干扰,设计时采用开路枝节获得陷波性能.采用基于时域有限积分法的CST MWS电磁仿真软件进行分析计算,表明该天线具有超宽带阻抗带宽特性,良好的辐射方向图带宽和增益平坦度.天线的测量结果与仿真值保持一致,能够满足超宽带通信系统应用要求.     

基于数字图像相关的复合材料层间剪切力学性能参数测试方法

短梁剪切（short beam shear, SBS）实验结合数字图像相关技术（digital image correlation, DIC）可实现快速识别单向纤维增强树脂基复合材料的多力学性能参数,而且能够获得复合材料单向应力状态下完整的层间剪切应力-应变行为和层间剪切强度,这对建立厚截面复合材料三维应力状态的强度准则至关重要。为研究实验设计对材料层间剪切力学参数识别精度的影响,本研究首次发展了由四台CCD相机组成的两套立体数字图像相关系统,实测SBS实验加载过程中试样前后表面标距区内应变分布情况。结果表明：由于实验夹具工装配合中存在螺纹间隙,工装刚度不足,试样前后表面剪切应变分布不对称,相对偏差可达44%。一方面提出针对试样前后表面剪切应变非对称性分布、材料剪切力学性能参数识别的新方法,通过采用DIC技术和有限元模型修正技术(finite element model updating, FEMU）,将试样前、后表面标距区的实测平均剪切应变和有限元模型相应位置处计算应变数据的方差作为目标函数进行本构参数和偏轴角度的识别,可获得材料完整的非线性剪切本构参数,且识别过程对初始参数不敏感;...     

地-月低能耗转移轨道中途修正问题研究

采用地-月低能耗转移轨道的探测器从地球停泊轨道转移到极月轨道一般需要3~4个月时间,这类转移轨道对入轨精度有较高的要求。本文对地月转移轨道中途修正问题进行了研究。文中结合地-月低能耗转移轨道的特点,给出一种分段式多目标多次中途修正方案。利用显式制导结合牛顿迭代,分别以地球和月球作为中心天体求解兰伯特问题,在假设探测器各种轨道误差的基础上进行了蒙特卡罗仿真。采用该方法一般需要3~5次中途修正能够满足月球探测器环月轨道入轨精度要求,整个转移过程燃料消耗小于传统地月转移轨道。文中给出的仿真结果验证了该方案的可行性。     

捷联惯导垂线偏差的一种辅助修正方法

分析了垂线偏差产生的原因及其对导弹落点偏差的影响机理,利用制备好的垂线偏差网格数据,采取加权平均的方法计算发射点垂线偏差.介绍了目前的垂线偏差修正方法及其优缺点,提出通过修改初始姿态角的方法对垂线偏差的影响进行辅助修正,并建立了垂线偏差影响初始姿态角的数学模型.最后进行了弹道仿真,结果表明该方法能有效减小垂线偏差带来的落点偏差.     

应用变速控制力矩陀螺的微小卫星大角度姿态机动控制

研究了变速控制力矩陀螺(VSCMG)作为执行机构的微小卫星多目标快速姿态机动的控制问题.控制力矩陀螺(CMG)可以在不增加功耗、质量和体积的条件下为微小卫星提供独特的控制力矩、角动量和姿态机动能力,这有助于微小卫星变得更加机动灵活.首先建立了以变速控制力矩为执行机构的航天器姿态动力学模型,采用修正Rodrigues参数描述姿态.在考虑执行机构饱和、机动速率限制、控制带宽限制等情况下,设计了基于Lyapunov理论的非线性姿态反馈控制器.以采用VSCMG为执行机构的某微小卫星为例进行了数值仿真,结果表明卫星在机动中达到了快速和稳定的要求,提出的非线性姿态反馈控制器有很好的鲁棒性和有效性.      

采用GPS定位参数进行大气折射误差修正的方法研究

在校飞试验中,由于目标飞行高度低,雷达站距离远,雷达经常在低仰角工作态下。由于受电气性能影响,测量中会产生仰角振动问题,造成折射修正误差的残差过大。根据折射修正原理,可以采用目标的GPS定位参数计算目标真实高度,然后计算距离和仰角的折射修正量的方法。与传统方法比较,此方法修正精度高,更符合电波折射规律。     

TC4激光拼焊板超塑成形试验研究

利用2kW YAG激光机,拼焊了厚度0.93mm细晶Ti6Al4V(TC4)板材,焊缝强度高于母材。焊接熔池区未出现裂纹或大的气孔,焊缝热影响区宽度约为0.3～0.4mm。在温度880℃和应变速率10-3s-1下,模拟分析了TC4激光拼焊板超塑成形过程,获得了压力时间加载曲线。对比研究了TC4激光拼焊板和其母材的超塑成形极限,结果表明:TC4激光拼焊板与TC4母材超塑成形性能无明显差别。微观组织观测显示:随着超塑变形量增大,激光拼焊过程中产生的针状α′马氏体,先转变为板条状马氏体,再因动态再结晶而破碎,同时α+β组织分数逐渐增多。     

火星盘缝带伞超声速风洞试验结果分析

为了研究盘缝带(DGB)伞在超声速条件下的阻力特性、摆动角以及伞绳载荷分布的不均匀性,在FD 12风洞中开展了盘缝带伞的阻力特性风洞试验,并通过安装柔性传感器测量了伞绳所受载荷。试验结果表明,在Ma1.50到Ma2.50来流条件下,盘缝带伞的阻力系数随着马赫数的增大先增加后减小,在Ma1.75时达到最大,为0.60,而最大摆动角则是先减小后增大,在Ma2.00时摆动角最小,为7.4°,传感器的安装对降落伞风洞试验结果影响很小。通过柔性传感器的标定和误差分析,获取了伞绳载荷数据,结果显示不同伞绳所受拉力的比值可达到1.98。且传感器数据与风洞天平的测量降落伞总载荷结果吻合,进一步验证了柔性传感器结果的正确性。     

固体火箭发动机复合材料壳体特征系数研究

采用多项式拟合算法解析封头外型面曲线方程,实现了封头质量的精确求解,获得了复合材料壳体各结构参数与特征系数间的耦合关联解析式。基于理论表达式,系统研究了长径比、开口比等结构参数对特征系数的影响作用规律。结果表明,壳体特性系数不仅与壳体基础材料性能及工艺特性有关,还与封头结构形式、长径比等结构参数有关。长径比对壳体特征系数影响显著,工程应用中的绝大多数壳体,长径比位于特征系数显著变化区间,壳体特征系数受封头结构参数的影响较大。实际应用中,如用特征系数评估纤维性能及工艺水平,应固化壳体结构参数。构造了复合材料壳体缠绕性能表征修正系数,通过该系数可实现对不同纤维材料、不同结构壳体综合缠绕性能优劣的同台评估。     

航空发动机高压转子试验模型的动力学相似设计

为了获得能够替代航空发动机转子原型进行动力学试验的模型，提出了发动机转子系统试验模型的动力学相似设计方法。采用相似理论推导了转子系统缩比模型的动力学相似准则，继而建立缩比模型与原型的动力学相似关系。通过动力学优化方法对转子缩比模型的动力学等效模型进行修正，目标函数由固有频率、临界转速和振型组成。以双转子发动机高压转子系统的动力学相似设计为例，通过有限元仿真对设计方法的有效性进行了验证。结果表明，在设计转速范围内，动力学相似模型与原型的前两阶临界转速相似误差分别为3.92%和0.86%，对应振型的相关性均大于0.98，且模型与原型的模态应变能分布基本一致。通过该方法获得的动力学相似模型能够较好地预测原型的动力学特性，并有效降低模型试验的成本和难度。