基于预警卫星系统的临近空间飞行器跟踪

系统地研究了如何对临近空间飞行器进行有效实时跟踪的问题,并提出了一种基于约束总体最小二乘与自适应交互式多模型（CTLS-AIMM）滤波相结合的实时跟踪滤波算法。首先考虑到临近空间飞行器的特点,选择使用红外预警卫星系统探测目标飞行器,并使用约束总体最小二乘算法（CTLS）对目标进行粗定位;然后在粗定位信息基础上,使用自适应交互式多模型滤波算法（AIMM）对目标飞行器进行实时跟踪。在AIMM中,根据临近空间飞行器机动特性,合理选择目标模型集,并使用迭代最小二乘算法对模型参数进行自适应调整。通过仿真,验证了该跟踪滤波算法的可行性。     

超低温处理对T700碳纤维/环氧复合材料拉—压疲劳性能的影响

对T700碳纤维/环氧复合材料在超低温处理前后的拉—压疲劳性能进行了的研究。采用真空袋—热压罐成型工艺,制备了T700碳纤维/环氧复合材料单向板,在液氮中对试样进行超低温浸泡和超低温/室温循环处理,利用光学显微镜观测了试样在超低温处理过程中产生的微裂纹情况,并测试了超低温处理后试样的静强度和拉—压疲劳1000次、10000次及130000次后的剩余强度。对T700碳纤维/环氧复合材料超低温损伤机理进行了分析,并讨论了超低温处理和拉—压疲劳对复合材料剩余强度的影响。结果表明,超低温处理和拉—压疲劳处理都会使试样产生微裂纹,并引起试样内的残余应力释放和试样的剩余强度降低;经历不同的超低温处理之后,试样的剩余强度达到最高值时所对应的拉—压疲劳次数不同;随着超低温处理和拉—压疲劳的作用,试样的剩余强度会经历先升高—再降低的过程。     

用于无运动部件变焦的球面变曲率镜设计及试验

将无运动部件变焦技术引入空间光学相机的设计中,能够在不干扰卫星平台工况的情况下使空间相机在通过目标区域上空时获取蕴含有目标不同层次信息的图像,从而为后续的识别、判读甚至超分辨率重建提供依据。无运动部件变焦的关键在于：基于光学杠杆效应的光学设计和可以产生较大尺度曲率变化的变曲率反射镜。目前已设计出一种无运动部件变焦原型光学系统,其中变曲率反射镜的有效口径不超过100mm,初始曲率半径为1740mm,且具备曲率增减双向变形能力。文章针对上述指标,设计了变曲率反射镜,并进行了有限元分析,利用具有高韧性、高抗拉断性以及高极限许用应力的碳纤维复合材料研制了反射镜,通过与13点高精度压电驱动器的集成,最终实现了变曲率镜的研制。试验结果表明,该球面变曲率镜可以实现1705~1760mm的曲率半径变化,对应的中心形变量接近23μm,优于国外同等规模器件所能达到的水平。     

舰面飞机尾喷流对进气道温度场影响的仿真分析

舰载机在加力起飞时通过舰面安装的偏流板将高温尾喷流引向空中排出,避免了高温尾喷流损伤舰面工作人员和舰载设备,但一部分高温尾喷流与偏流板碰撞后的回流受发动机抽吸作用的影响,容易被进气道吸入,导致发动机推力降低,严重时诱发发动机喘振,危害舰载机的使用安全。为了获得高温尾喷流与偏流板碰撞后的回流场流动机理以及参数影响规律,采用数值仿真分析方法开展了研究。首先,通过公开的试验数据验证了仿真分析方法的准确性;然后,完成了舰面环境下某型舰载机双发尾喷流冲击偏流板后的流动机理和温度场特征分析,获得了高温气体被进气道吸入的动态流动特性和进气道出口的温升率;最后,通过研究发动机转速不对称、来流风速、尾喷口到偏流板距离等参数对进气道出口温度畸变强度的影响规律,获得了尾喷口到偏流板的距离对回流场整体强度与分布起决定作用,以及进气口的位置影响进气道抽吸流场与回流场的耦合特性这一结论。     

航空复合材料结构精密干涉连接技术综述

凭借在强度、韧性及寿命上的优势,复合材料尤其是碳纤维增强树脂基复合材料（CFRP）逐渐作为主承力结构应用于飞机产品,但由于极易产生连接损伤,其机械连接正面临"干涉破坏强度,非干涉降低性能"的矛盾。而其关键在于对干涉量的精密控制,即实现复合材料结构的精密干涉连接。针对此问题,本文分析了航空复合材料结构精密干涉连接的特点、难点与应用现状,并提出了航空复合材料结构精密干涉连接技术体系框架,重点归纳总结了航空复合材料结构精密干涉连接的三大核心问题：复合材料干涉连接孔周应力分析方法、干涉连接结构损伤萌生与扩展机理、干涉连接结构力学性能退化机制的学术发展脉络及现有问题,在此基础上,指出了未来航空复合材料结构精密干涉连接技术在模型、紧固件、工艺、材料等层面的发展趋势。     

基于能量耗散率的低速扩压叶栅损失研究

针对无化学反应和热流输入的叶栅有黏不可压流模型,推导出能量耗散率的组分分解式,根据叶栅流场仿真结果进行分析简化,得到由轴向涡量、轴向阻力和剪切力组成的能量耗散率分解式。结合总压损失,分析了耗散各组分在前缘损失、叶表损失和通道损失中的主导因素:轴向涡量项反映旋涡结构,在通道损失中占主要部分,集中在通道涡和分离面附近;轴向阻力项反映扩压和叶表边界层转折造成的流动损失,在前缘损失和叶表损失中占主要部分,集中在叶栅前部的叶表边界层和主流区;剪切力项反映轴向截面速度不均匀性,在叶栅后部的叶表损失和通道损失中占主要部分,集中在叶表、端壁边界层和分离面附近。旋涡结构和耗散各组分分布特征揭示了叶栅通道中旋涡结构与能量耗散之间的分布关系,分离区并不是主要能量耗散区,高能量耗散区主要分布在叶表边界层(叶栅前部由轴向阻力项主导,后部由剪切力项中的υ(∂V_x/∂y)²项主导)、分离面附近(受剪切力项中的υ(∂V_x/∂y)²项和轴向涡量项影响)。大攻角情况下,叶栅通道损失显著增加,正攻角促使轴向涡量项的增长点提前,负攻角则使得叶表边界层的速度剪切加剧。     

JF-12激波风洞在火星进入环境下的运行特性

火星探测是目前国际深空探测的热点,而火星着陆是火星探测的关键技术之一,火星着陆器发展中面临的一个严峻的挑战是其气动环境远远不同于地球大气的空气。然而,现阶段大多数地面试验设备都是以空气为试验气体来设计的,而不是火星大气的CO₂。本文利用高温热化学反应流动数值计算技术,对JF-12反向爆轰驱动激波风洞在火星进入环境下（主要气体成分是CO₂）的运行特性进行了计算模拟,通过调整激波管中驱动/被驱动气体的初始参数和高/低压段的截面积比,来模拟其中的波系产生、传播过程以及反射激波与接触面的相互作用机制。研究发现,相同情况下驱动CO₂的缝合激波马赫数要明显高于空气,通过减小驱动气体的声速和低压段的直径,可以在驱动CO₂时获得驻室压力稳定的试验气体。     

碳纤维承力筒一体化结构设计及试验验证

为了减小卫星结构质量并保持良好的力学传递性能,文章在不改变原中心承力筒构型和外部接口的情况下,对碳纤维T800H树脂基复合材料的桁条加筋承力筒进行了锥柱一体化的结构设计,包括:采用可行方向法优化了承力筒的尺寸,确定了蒙皮单层铺层厚度和铺层方式,对端框进行了一体化的设计,以及各部件采用胶接的方式。优化后的承力筒结构质量减小约52.4%。对该承力筒在整星状态下进行相应的力学分析,完成了承力筒静力试验和整星的振动试验,结果表明,该承力筒的结构性能满足使用要求。     

CVD-PyC界面层和SiC涂层厚度数学计算模型的建立与验证

建立了合适的化学气相沉积碳界面层厚度数学计算模型和SiC涂层厚度数学计算模型,并通过工艺实验对该模型进行了验证。结合实验结果分析,发现通过该模型计算出的化学气相沉积碳界面层厚度和SiC涂层厚度与SEM照片分析结果基本接近,因此可利用上述模型估算出C/SiC复合材料产品的化学气相沉积碳界面层厚度和SiC涂层厚度,快速评估C/SiC复合材料产品化学气相沉积质量能否满足实际工况使用要求。     

纳米炭黑对酚醛树脂烧蚀防热性能的影响

以纳米炭黑改性酚醛树脂，研究不同的纳米炭黑含量对酚醛树脂烧蚀性能和热解性能的影响。采用透射电子显微镜(TEM)和扫描电子显微镜(SEM)对纳米炭黑粒子的分布进行表征，采用扫描电子显微镜观察复合材料烧蚀界面、X射线衍射表征复合材料烧蚀后炭化层的结构，采用热分析法（TGA和VTC)研究复合材料热解性能和热解动力学。研究结果表明，纳米炭黑粒子均匀分散于酚醛树脂中，使酚醛树脂的烧蚀性能得以提高；纳米炭黑对酚醛树脂热分解具有催化作用。