液相先驱体转化法制备ZrC粉末及合成机理

以氯氧化锆、丙醇、丙三醇和乙酰丙酮等为基本原料合成了锆的有机先驱体溶液,采用液相先驱体转化法在1 500℃制备了ZrC粉末。运用FTIR对锆的先驱体溶液的组成、结构以及形成机理进行了分析,用XRD和EDS分析了粉末的形成机理,用SEM观察了粉末的形貌。结果表明,有机锆的先驱体溶液具有螯和的链状或网状结构;先驱体溶液干燥后的粉末呈蜂窝状结构,在不同热处理温度下获得面心立方的ZrC粉末。经过热力学计算结果表明,C还原锆的氧化物开始生成ZrC的最低温度为1594℃,实验温度低于理论温度,在1500℃时获得面心立方的ZrC材料。     

强激光辐照下充压壳体损伤特征温度分析

提出了损伤特征温度的理论表述,该物理量表征的是材料结构达到强度极限时的温升大小,同时其对应的是壳体出现开裂损伤时满足的最低能量条件。通过建立有限元模型,给出了激光加载下损伤特征温度的计算方法及结果,对加载功率密度和内压的影响关系进行了讨论,并预估了不同功率密度加载时壳体的损伤时间。结合数值模拟结果,开展了相关试验研究,并进行了讨论。研究表明,激光功率密度和壳体内压对损伤特征温度有不同的影响关系,该物理量对试验设计具有重要参考价值。     

一种新型的光学陀螺捷联惯组系统级标定方法

对光学陀螺捷联惯性组合的系统级标定方法进行了研究.在对惯性测量元件误差模型进行分析的基础上,对标定参数的选择、参数的解算过程以及精度分析等方面进行了研究.设计了一种基于转动支架多位置转动的系统级标定方法.仿真结果表明,该方法能够满足系统精度指标要求.     

激光刻蚀技术及其在航天器天线制造中的应用

以可实现频率复用、高灵敏度和低噪声的航天器先进固面天线反射器(极化和频率敏感反射器等)为例,主要介绍了利用镀膜/激光刻蚀技术进行反射器表面高精度金属薄膜图形制作过程中的关键技术问题和解决措施,同时简要介绍了已尝试过的三维曲面高精度薄膜图形制作技术和激光刻蚀技术的现状和发展方向。     

基于控制体积方法的降落伞初始充气模型

考虑降落伞初始充气过程中降落伞变形情况与受力特性,建立了基于控制体积方法的初始充气模型。模型从理想气体状态方程出发,通过伞衣内部气体质量求解伞衣内部各个部分所受压力,将压力结果代入基于凯恩方法建立的伞衣结构模型中,即可得到对应的伞形;模型在计算时能够考虑伞衣结构透气的影响。数值计算的结果表明,模型计算得到的初始充气过程伞衣形状变化与试验吻合较好,初始充气时间与经验公式基本一致。该方法还可用于对降落伞主充气阶段的数值模拟。     

旋转抛物曲面测量中的测球半径补偿

利用激光跟踪仪进行曲面的三维测量时,需要进行反射球的半径补偿。本文针对某高精度旋转抛物曲面检测,分别利用点距法和等距面法进行了半径补偿。结果显示,两种办法均能有效地实现半径补偿,提高了检测精度。     

天地一体化信息网络空间激光通信新技术

空间激光通信是提升天地一体化信息网络传输速率、组网能力、信息安全的重要途径。结合天地一体化信息网络特点,总结国外空间激光通信技术的发展状况,分析有望应用于天地一体化信息网络中的空间激光通信新技术及其优势。希望通过借鉴国外空间激光通信技术发展的经验与启示,促进我国空间激光通信新技术的发展以及天地一体化网络的建设。     

基于高斯伪谱法的翼伞系统复杂多约束轨迹规划

翼伞系统在实际环境中飞行时易受到风场以及地形环境等复杂干扰的影响,无法精确归航,控制难度较大。针对该问题,提出了一种针对复杂多约束条件的翼伞系统的最优控制轨迹规划方法,可同时实现翼伞系统在复杂环境下逆风对准、精确着陆以及控制量全局最优的控制目标。首先,建立了风场干扰下的翼伞系统模型;然后,通过引入地形环境曲面,将复杂环境转化为实时路径约束,将轨迹着陆偏差以及逆风雀降转化为终端约束,并考虑控制量消耗最小为目标函数,以此将复杂环境下的翼伞系统的轨迹优化转化为一系列非线性的带有复杂约束的最优控制问题;最后,采用高斯伪谱法将多约束最优控制问题转化为易于求解的非线性规划问题。通过设立3组复杂环境仿真实例和实验验证,表明本文方法使翼伞系统在多种较恶劣的复杂环境中有效应对多类约束条件,规划出控制量全局最优的可行轨迹。与已有的混沌粒子群优化算法相比,本文方法具有较好的最优性和较高的精度。     

螺旋桨-自由涡轮涡桨发动机稳态/过渡态数值模拟

为实现对涡桨推进系统整体推进性能的数学模型模拟,以螺旋桨/桨扇作为受飞行外流条件影响的推进系统内流部件之一,引入其特性图,用跟随流量方法解决螺旋桨-自由涡轮转子与涡桨发动机燃气发生器的流量平衡、功率平衡,发展了螺旋桨-自由涡轮涡桨发动机内流特性部件法数学模型,实现了对该类涡桨系统稳态/过渡态的数值模拟。对某8MW三轴桨扇发动机的台架转速特性和飞行任务剖面特性的数值模拟结果表明:该数学模型可以较为准确模拟出包含桨叶变动桨距角、攻角等在内的外流螺旋桨/桨扇部件工作点详细参数,和高度、速度、涡轮前温度同时变化的多条件、多变量涡桨发动机的稳态/过渡态推力、推力耗油率等特性.      

航空涡轮发动机燃烧室内流场的PIV测量

设计了一种基于旋风分离原理的高压粒子发生器,并成功应用于高压状态下的航空涡轮发动机燃烧室内流场的PIV（粒子图像测速法）测量.在氢氧燃烧加热来流温度为813K、燃烧室压力为2.78MPa条件下,应用PIV技术开展了航空涡轮发动机单头部燃烧室复杂内流场测量研究,实现了高温高压条件下强旋流、强扰流、宽速域流场的PIV测量,获得了接近燃烧室工作压力工况下的流场速度和流场精细结构.结果表明:该型燃烧室内流场存在多处旋涡结构,形成回流区;流场旋流作用强,横截面流场存在顺时针大涡;主燃孔射流和掺混孔射流作用明显,射流穿透深度较大,对流场结构影响显著;高温高压状态下,流场结构与常温中压状态类似.