宽频带磁带记录器自动检定系统

全面介绍宽频带磁带记录器自动检定系统的组成及功能、系统的技术指标、系统设计、硬件、软件设计与配置及系统不确定度及其测试方法     

六喷管超音速引射器性能的理论分析和实验研究

对某一定尺寸的六喷管超音速引射器进行气动性能的实验研究。结果表明：随着主次流压比Ｐ＊ｐ／Ｐ＊ｓ增加，引射系数及修正引射系数下降；当引射系数增加时，混合管动量修正系数Ｋｍ下降，但主喷管流量系数μ变化不大。对上述工况进行理论计算的结果与实验数据符合良好。     

视觉测振技术在柔性太阳翼模态试验中的应用

针对8 m×5 m的柔性太阳翼在倒立状态下进行模态试验,设计数字摄像视觉测振系统,基于图像特征跟踪法实现了从相机标定、图像采集、信息提取到三维振动数据获取的过程,通过工况模态辨识方法获取了柔性太阳翼模态频率及振型等动力学参数。并考虑空气和重力影响建立太阳翼有限元模型,通过与基于基恩士激光位移传感器的传统模态试验结果及仿真分析结果进行对比,验证了基于视觉测振工况模态试验方法的准确性,为柔性太阳翼在轨模态辨识奠定基础。     

超高速机械密封副离子注入与摩擦学特性研究

超高速机械动密封需满足CZ-5运载火箭伺服系统中涡轮泵可靠性及寿命指标要求。离子注入作为重要的金属材料表面改性技术,对有效改善机械密封副旋转环表面摩擦磨损特性至关重要。在对密封动环表面离子注入可行性研究的基础上,提出了对其密封副配对摩擦磨损特性进行综合验证的试验方案。通过选取常用典型石墨与旋转金属环配副进行干磨条件下的试验测试,改变线速度、端面比压,使用摩擦磨损试验机对比分析了配对摩擦副的摩擦磨损特性,系统研究了载荷和转速对密封副配对摩擦系数的影响规律,揭示其密封摩擦学特性。通过机械密封在温度应力下的工作可靠性分析以及密封副整机稳态工作性能验证,为超高速涡轮泵的寿命与可靠性试验验证提供了一个合理的、高效费比的技术途径。     

基于径向切比雪夫矩函数的结构动力学模型修正

提出基于径向切比雪夫矩函数的振型描述及模型修正的方法,并应用于实际结构.将结构的模态振型用径向切比雪夫矩特征值表示,可以用很少的数据很好地描述振型数据的特征,实现振型数据的压缩.将径向切比雪夫矩特征值用于相关分析中,克服了利用模态置信准则描述对称结构重模态的缺陷.进一步将径向切比雪夫矩特征值用于模型修正中,克服了将振型数据直接用于修正中会产生的一些问题,如振型数据量过大、修正不易收敛等.以某航空发动机实验器的封油盖为例,进行振动模态测试实验,利用径向切比雪夫矩函数对其进行相关分析及模型修正,修正前后,封油盖有限元的前13阶固有频率的预测值与实际结构模态测试的实验值误差由最大值17.13%降低到1.23%,验证了该方法的有效性.      

基于结构动力学特性的损伤识别方法

基于等效模态应变/动能理论,提出了一种利用实际结构的测试数据识别结构中损伤位置的方法。在此基础上,研究了利用模型修正技术识别结构中损伤强度的方法。分别以一个单损伤平板结构和多损伤平板结构为例,通过仿真分析了以上方法的有效性。结果表明,以上方法可以有效识别结构中的损伤位置和损伤强度。     

三维曲线坐标系N－S方程通用形式和数字解

运用张量分析理论，比较简捷地导出了三维任意曲线坐标系上椭圆型Ｎ－Ｓ方程的通用形式。在对这些方程进行数值离散时，采用了有限控制体积的非交错网格设置，该算法以ＳＩＭＰＬＥ为基础，为了抑制压力振荡场的出现，在压力修正方程中对压力梯度的离散附加一项１—δｘ的差分。作为算例，本文给出了三维９０°强曲率弯曲管道中气流的不可压缩紊流状态的数值计算结果，并与相关的实验数据进行了对比，结果是满意的。     

非轴对称波瓣喷管引射器的特性实验研究

波瓣喷管引射器具有高效的引射掺混特性。非轴对称波瓣喷管引射器的引射特性与轴对称波瓣喷管引射器有所不同。本文对六波瓣的非轴对称喷管引射器进行了一系列的实验，研究了该引射器的引射流量比与主流温度的关系，混合管动量修正系数及其工作特性曲线。最后通过分析得出了与实验数据基本符合的理论工作特性关系式     

交会对接载人飞船返回舱结构优化设计

为减轻飞船返回舱结构重量、使结构形式更为合理,对返回舱主要部件进行了结构优化设计。在不降低结构可靠性、满足与其他设备接口匹配性等4项优化原则的基础上,合理选取优化对象,确定了优化目的和约束条件,并以前端框、滚动发动机舱和贮箱隔舱3个主要部件为例分别进行阐述。通过优化设计,3个主要部件的结构重量减轻了0.25～10kg,...     

基于线性矩阵不等式的动态控制分配方法研究

控制分配解决给定的控制输入指令到各个可用的执行机构的分配问题.现有的控制分配算法忽略了执行机构的动态性,假设执行机构偏转与力矩之间为静态关系,通常执行机构动态性被忽略的原因是执行机构的带宽远远比飞行器的带宽大得多.然而忽略控制分配器与执行机构交互影响可能会有严重的后果.文中将控制分配问题转化为有约束的二次规划问题,并将二次规划问题转化为基于线性矩阵不等式的动态控制分配问题.通过与传统的静态控制分配方法对比分析,本文提出的方法可以显著提高飞行器控制分配模块的有效性与精度,从而提高了飞行器姿态控制系统的有效性与精度.