检索结果-内蒙古大学图书馆

推进技术 2025年第05期46卷 49-60页

作者：穆宇旸徐家宽李艺郑国雨乔磊白俊强西北工业大学航空学院飞行器基础布局全国重点实验室西安现代控制技术研究所中国商用飞机有限责任公司上海飞机设计研究院西北工业大学无人系统技术研究院无人飞行器技术全国重点实验室无人机技术集成攻关大平台

在航空发动机领域中，大负荷低压涡轮叶片表面的流动受强逆压梯度影响，易产生具有高度非定常特性的转捩-分离流。而基于雷诺平均方法（Reynolds Averaged Navier-Stokes,RANS）的转捩模型难以对该现象进行精确模拟。为了提升预测精度... 详细信息

在航空发动机领域中，大负荷低压涡轮叶片表面的流动受强逆压梯度影响，易产生具有高度非定常特性的转捩-分离流。而基于雷诺平均方法（Reynolds Averaged Navier-Stokes,RANS）的转捩模型难以对该现象进行精确模拟。为了提升预测精度，本研究在改进的极大涡模拟方法（Very Large Eddy Simulation,VLES）基础上耦合适用于叶轮机械流动的γ转捩模型，从而形成了γ-VLES混合预测模型。本研究采用该模型对Pak-B低压涡轮叶片表面的层流分离泡诱导转捩及分离流演化现象进行预测。研究结果表明：γ-VLES模型能够准确计算叶片表面的时均压力系数和速度型，并展现了长分离泡内部瞬态流场中周期性涡的演化脱落过程。模拟结果与实验结果高度吻合，有效克服了RANS框架下γ-Reθt和γ转捩模型在转捩-分离流预测方面的局限。

关键词：计算流体力学 RANS/LES混合方法极大涡模拟低压涡轮叶片层流分离泡诱导转捩

来源：评论

学校读者我要写书评

暂无评论

基于AGABP神经网络的运载火箭推力偏移损失故障在线诊断

引用

航空学报 2025年第08期 245-257页

作者：陈海鹏符文星闫杰西北工业大学航天学院中国运载火箭技术研究院无人飞行器技术全国重点实验室无人机技术集成攻关大平台西北工业大学无人系统技术研究院

针对运载火箭动力系统的推力偏移损失故障，提出基于自适应遗传算法反向传播（AGABP）神经网络的推力故障在线检测和诊断方法，仅依据箭载传感器测量得到的火箭运动信息，实现对推力损失故障的低延迟、高精度在线检测和诊断。首先根据... 详细信息

针对运载火箭动力系统的推力偏移损失故障，提出基于自适应遗传算法反向传播（AGABP）神经网络的推力故障在线检测和诊断方法，仅依据箭载传感器测量得到的火箭运动信息，实现对推力损失故障的低延迟、高精度在线检测和诊断。首先根据我国运载火箭数据及推力故障类型进行六自由度建模，并将过载和视加速度等对故障敏感的历史状态信息作为输入进行网络训练；其次通过自适应遗传算法调整BP神经网络中初始权重，从而得到优化后的网络参数；最后对得到的运载火箭推力偏移损失故障在线诊断模型进行六自由度在线仿真验证。数值仿真结果表明，与传统BP网络相比，基于AGABP的方法收敛速度快，迭代次数少，故障定位准确率为96.51%，故障定位延迟在0.1～2 s之间，94.19%的样本预测推力下降程度与实际推力下降程度之差在20%范围内。

关键词：运载火箭动力系统故障故障检测与诊断自适应遗传算法神经网络

来源：评论

学校读者我要写书评

暂无评论

分布式涵道风扇气动布局复杂强干扰效应及性能影响

引用

航空学报 2025年第3期46卷 218-237页

作者：李卓远杨旭东孙恺熊俊辉史帅西北工业大学航空学院西安710072 飞行器基础布局全国重点实验室西安710072 中国科学院宁波材料技术与工程研究所宁波315201

分布式涵道风扇动力系统被认为是下一代民机设计最具有发展潜力的动力系统之一,多个涵道风扇之间(涵道风扇组),涵道风扇组与机翼/襟翼之间等复杂气动耦合干扰特性与推进性能影响规律制约着新概念分布式电推进飞行器的发展。采用CFD数值... 详细信息

分布式涵道风扇动力系统被认为是下一代民机设计最具有发展潜力的动力系统之一,多个涵道风扇之间(涵道风扇组),涵道风扇组与机翼/襟翼之间等复杂气动耦合干扰特性与推进性能影响规律制约着新概念分布式电推进飞行器的发展。采用CFD数值模拟和地面试验验证相结合的研究手段,重点开展了单元涵道风扇、涵道风扇组、涵道风扇组与机翼襟翼等分布式涵道风扇构型气动布局形式和参数影响机理研究,从非融合涵道风扇组间距、融合涵道风扇组外形、涵道风扇数量、涵道风扇组地面尾流对推进性能影响等方面,阐释了分布式涵道动力系统在悬停、垂直起降状态下不同构型对推进效率、推力分布及桨叶载荷等的影响关系。研究表明:分布式涵道风扇动力布局对力效影响为3%~5%,横向紧凑布置的分布式涵道风扇会导致相邻涵道之间的入涵气流迎角减小,降低推进力效,内侧涵道受影响最为明显;涵道风扇组融合会引起入涵气流畸变,涵道顶部扩张段产生流动分离,导致力效降低;垂直起降阶段近地面尾流会增大桨叶推力和消耗功率,降低涵道推力,且内侧涵道受影响最明显。离地间距增加后,喷流影响逐渐减弱,力效损失减少。

关键词：涵道风扇分布式电推进飞行器气动耦合干扰地面效应推进效率

来源：评论

学校读者我要写书评

暂无评论

基于反馈近似损伤的振动加速激励设计方法

引用

兵工学报 2025年第2期46卷 222-239页

作者：冯蕴雯杨容霁薛小锋刘佳奇高涛西北工业大学航空学院陕西西安710072 飞行器基础布局全国重点实验室陕西西安710072 西安机电信息技术研究所陕西西安710065

机电产品高加速剖面制定方法存在剖面关键要素与激励失效机制关联性不明确、故障激发效率低、试验成本高等问题。为打通累积损伤与振动试验剖面关键要素之间的关联机制,提出基于反馈近似损伤的振动加速激励设计方法,通过动态控制损伤增... 详细信息

机电产品高加速剖面制定方法存在剖面关键要素与激励失效机制关联性不明确、故障激发效率低、试验成本高等问题。为打通累积损伤与振动试验剖面关键要素之间的关联机制,提出基于反馈近似损伤的振动加速激励设计方法,通过动态控制损伤增量,实现对振动试验剖面的精细化设计。结合振动损伤机制分析与功率谱密度频域解析技术,量化振动激励与累积损伤之间的映射关系,建立振动激励-损伤对应模型(Vibration Excitation-Damage Corresponding Model,CM-VED),以某型引信振动高加速步进试验为例验证所提方法的有效性。研究结果表明:获得的振动高加速试验剖面较标准固步法破坏极限激发精度提高60%,在保证高激发精度的基础上时间较均分法缩短33.33%;所提CM-VED可为建立激励-损伤对应关系提供理论依据;所提基于反馈近似损伤的振动加速激励设计方法可在保证激发精度的前提下降低试验成本,为机电产品振动高加速试验剖面设计提供技术支撑。

关键词：高加速试验近似损伤振动激励剖面设计量化映射

来源：评论

学校读者我要写书评

暂无评论

固面可展开天线机构设计及运动学分析

引用

机械工程学报 2025年第3期61卷 237-250页

作者：范小东史创王治易刘天明郭宏伟刘荣强中国航天科技集团有限公司空间结构与机构技术实验室上海201109 哈尔滨工业大学机器人技术与系统全国重点实验室哈尔滨150001 上海市空间飞行器机构技术重点实验室上海201109 上海宇航系统工程研究所上海201109

固面天线具有可靠性高、精度高、热稳定性好的特点。针对目前固面可展开天线展开机构中因转动副的数量过多以及存在球铰、万向节等高副而影响天线结构的形面精度、联动驱动以及锁定刚化的问题,对比了固面天线绕正交双轴旋转分两步展开... 详细信息

固面天线具有可靠性高、精度高、热稳定性好的特点。针对目前固面可展开天线展开机构中因转动副的数量过多以及存在球铰、万向节等高副而影响天线结构的形面精度、联动驱动以及锁定刚化的问题,对比了固面天线绕正交双轴旋转分两步展开与绕单轴旋转一次展开的两种展开方式,提出一种适用于固面可展开天线的绕单轴旋转一次展开的展开机构,构建了计算旋转轴位置的参数化模型,建立了展开机构的运动学模型,采用数值仿真软件对所建立的模型进行了仿真,分析了旋转轴位置对天线收纳率、相邻面板间隙的影响,建立了天线结构的有限元模型,并对天线结构进行了优化设计。结果表明,绕单轴旋转的设计减少了转动副的数量、未采用球铰和万向节等高副,既提高了机构的展开可靠性,又方便了机构的联动、驱动以及锁定和刚化,同时优化后的结构具有更好的力学性能,期望为固面可展开天线的相关理论研究及工程应用提供参考。

关键词：可展开天线折展机构固面天线构型综合运动学分析机构设计

来源：评论

学校读者我要写书评

暂无评论

三位一体膨胀型阻燃剂诱导聚脲复合材料阻燃性能提升

引用

复合材料学报 2025年第3期42卷 1349-1360页

作者：王军胡闯王超张亚孙亚如阳平平刘彦北京理工大学重庆创新中心现代兵器技术实验室重庆401120 北京理工大学爆炸科学与安全防护全国重点实验室北京100081 南京航空航天大学飞行器先进设计技术国防重点学科实验室南京210016

聚合物材料存在易燃、易被氧化的缺点,以及传统膨胀型阻燃体系存在吸湿性大、阻燃效率较低、与基体相容性差等缺陷。结合气相阻燃、凝聚相阻燃的设计理念,制备出三位一体膨胀型阻燃剂(PTA-PA)。研究不同含量的PTA-PA对聚脲(PUA)的阻燃... 详细信息

聚合物材料存在易燃、易被氧化的缺点,以及传统膨胀型阻燃体系存在吸湿性大、阻燃效率较低、与基体相容性差等缺陷。结合气相阻燃、凝聚相阻燃的设计理念,制备出三位一体膨胀型阻燃剂(PTA-PA)。研究不同含量的PTA-PA对聚脲(PUA)的阻燃性能及力学的影响,分析材料在燃烧、热解过程中气相和凝聚相产物,探究PTA-PA阻燃剂的阻燃机制,建立膨胀型阻燃剂与复合材料热稳定性、阻燃性能和火灾安全性之间的关系。结果表明:和纯PUA相比,添加20.0wt%PTA-PA的PUA复合材料(PUA-4)具有较高的热稳定性,800℃下残炭量为21.9%;PUA-4复合材料的垂直燃烧等级从V-2级提高到V-0级,极限氧指数(LOI)分别从22.2%提高到28.4%,线烧蚀率、热释放速率峰值和总热释放量分别降低19.8%、71.7%和18.3%。本文为高性能阻燃聚合物复合材料的制备提供理论基础和事实依据。

关键词：聚脲膨胀型阻燃剂阻燃性能阻燃机制力学性能

来源：评论

学校读者我要写书评

暂无评论

一体化弹弹托分离性能的代理优化研究

引用

弹箭与制导学报 2025年

作者：高钟谱许和勇尹晋涛蒋胜矩西北工业大学航空学院飞行器基础布局全国重点实验室西安现代控制技术研究所

一体化弹弹托的快速分离特性对弹丸射击精度具有重要影响，是弹托的主要设计要求之一。为提升弹托分离性能，基于六自由度方程和URANS方程发展了适合弹托分离计算的非定常CFD方法，并基于Kriging模型和遗传算法构建了弹托迎风窝外形代... 详细信息

一体化弹弹托的快速分离特性对弹丸射击精度具有重要影响，是弹托的主要设计要求之一。为提升弹托分离性能，基于六自由度方程和URANS方程发展了适合弹托分离计算的非定常CFD方法，并基于Kriging模型和遗传算法构建了弹托迎风窝外形代理优化框架。采用16度压缩拐角算例，通过与实验值对比，验证了本文CFD方法的可靠性。通过代理优化方法得到了优化后的弹托迎风窝外形，并对比基准弹托进行了流场和分离特性分析，揭示了优化弹托分离性能得以提升的气动机理。结果表明，分离过程中优化弹托贴近弹丸的内表面压力衰减量显著小于基准弹托，迎风窝的表面压力与基准弹托基本持平，因此，优化弹托的整体分离力显著增加，分离横向位移提升14.86%，分离俯仰角提升13.75%，分离性能显著提高。

关键词：一体化弹弹托分离六自由度仿真代理优化 Kriging模型

来源：评论

学校读者我要写书评

暂无评论

亚太6E卫星连接与分离机构设计与验证

引用

航天器工程 2025年第1期34卷 118-125页

作者：孙国鹏刘学柳翠翠乔心全方耀鹏王敏潘宇倩北京空间飞行器总体设计部北京100094 北京空间飞行器总体设计部航天器热控全国重点实验室北京100094 中国空间技术研究院通信与导航卫星总体部北京100094

针对亚太6E卫星构型特点,提出了一种“包带+分离弹簧”式星间连接与分离机构方案。设计了分离插头和星间包带的收纳装置,有效消除了分离插头和星间包带分离后对独立推进舱姿态的干扰。开展了分离动力学多因素敏感度分析,识别出影响分离... 详细信息

针对亚太6E卫星构型特点,提出了一种“包带+分离弹簧”式星间连接与分离机构方案。设计了分离插头和星间包带的收纳装置,有效消除了分离插头和星间包带分离后对独立推进舱姿态的干扰。开展了分离动力学多因素敏感度分析,识别出影响分离安全性的主要因素。基于连接与分离机构的使用环境和工况,制定和实施了三级地面试验验证方案。分析和试验结果表明亚太6E卫星连接与分离机构的设计、分析和验证方法合理正确,对后续类似星间分离机构的研制具有借鉴意义。

关键词：全电推平台机构分离设计验证

来源：评论

学校读者我要写书评

暂无评论

基于气动/轨迹/控制耦合的飞/发一体高超声速飞机气动外形优化设计

引用

航空学报 2025年第4期46卷 51-67页

作者：屈峰王青程少文王开强西北工业大学航空学院西安710072 飞行器基础布局全国重点实验室西安710072 中国空间技术研究院北京100094

针对吸气式高超声速飞机飞/发一体布局面临的多学科耦合问题,提出了一种基于飞行任务需求、考虑气动/轨迹/控制等学科的内外嵌套2层多学科优化设计方法。首先,以航程或航时等飞行性能为优化目标、飞行可控为约束、SQP为优化算法建立了... 详细信息

针对吸气式高超声速飞机飞/发一体布局面临的多学科耦合问题,提出了一种基于飞行任务需求、考虑气动/轨迹/控制等学科的内外嵌套2层多学科优化设计方法。首先,以航程或航时等飞行性能为优化目标、飞行可控为约束、SQP为优化算法建立了外层飞行器外形参数优化方法。其次,采用RANS方法对选定外形开展气动特性评估,并基于所得气动数据建立了几何参数到气动特性的映射模型。随后,在基准动力数据(初始构型动力数据)的基础上,建立了考虑前体参数及尾喷管参数影响的冲压发动机推力模型。然后,以与外层相同的性能目标为优化目标、飞行可控为约束,选用直接打靶法、SQP算法分别作为轨迹离散策略与优化算法,建立了内层轨迹优化方法。最后,将内、外层优化相结合,并通过采用自抗扰控制技术开展飞行轨迹可控性评估,实现了适用于飞/发一体高超声速飞行器的内外嵌套2层多学科优化设计方法。以类SR-72高超声速飞机为对象,针对典型前体/进气道一体化参数和后体/尾喷管一体化参数,开展了以航程最优为目标的优化设计。优化结果表明:在整个飞行任务中,优化设计外形在初始外形基础上最大航程增大了28.98%,性能得到显著提升,验证了所提出的气动/轨迹/控制多学科优化设计方法的有效性。

关键词：飞/发一体高超声速飞行器多学科优化设计轨迹优化气动优化

来源：评论

学校读者我要写书评

暂无评论

亚太6E卫星平台与载荷一体化热控设计与验证

引用

航天器工程 2025年第1期34卷 105-111页

作者：乔心全吕鲁仓安秀枝侯卫国王敏北京空间飞行器总体设计部航天器热控全国重点实验室北京100094 中国空间技术研究院通信与导航卫星总体部北京100094

针对设备或单机的差异化热控需求,航天器热控多数采取分舱设计或分区控温的方案,以实现各舱段或各区域的独立散热和控温,便于对各独立区域内设备或单机进行精准控温;但是分舱设计所需热控资源较多,各独立区域内均需独立配置主动控温功... 详细信息

针对设备或单机的差异化热控需求,航天器热控多数采取分舱设计或分区控温的方案,以实现各舱段或各区域的独立散热和控温,便于对各独立区域内设备或单机进行精准控温;但是分舱设计所需热控资源较多,各独立区域内均需独立配置主动控温功率、控温和测温通道以及热控指令等。以我国首颗全电推通信卫星为典型示例,针对平台与载荷设备的控温需求,通过分析对比分舱(或分区)控温与一体化布局热控设计所需散热面和保温加热功率的差异,从理论分析和在轨验证两方面,详细给出了一体化热控设计带来的有益效果,证明热控方案对“全电推高轨卫星大功率变轨、小功率位保”分时差异化需求的特定适用性。仅以亚太6E卫星为例,整星主散热面9.9m^(2)、载荷热耗1500W,一体化热控设计能够减少散热面需求0.5~1.0m^(2),保温加热功率能够节省600~800W。

关键词：平台与载荷统一布局热控设计全电推验证

来源：评论

学校读者我要写书评

暂无评论

建议与咨询留下您的常用邮箱和电话号码，以便我们向您反馈解决方案和替代方法

时间限定

文献类型

馆藏选择

核心期刊

语言

文献类型

帮助

文字说明：

检索规则说明：

检索范例：

分类表

所选分类

限定检索结果

文献类型

馆藏范围

日期分布

学科分类号

主题

机构

作者

语言

请选择保存的检索档案：

请选择收藏分类：

通借通还

建议与咨询 留下您的常用邮箱和电话号码，以便我们向您反馈解决方案和替代方法

时间限定

文献类型

馆藏选择

核心期刊

语言

文献类型

帮助

文字说明：

检索规则说明：

检索范例：

分类表

所选分类

限定检索结果

文献类型

馆藏范围

日期分布

学科分类号

主题

机构

作者

语言

请选择保存的检索档案： 新增检索档案 确定 取消

请选择收藏分类： 新增自定义分类 确定 取消

通借通还

建议与咨询留下您的常用邮箱和电话号码，以便我们向您反馈解决方案和替代方法

请选择保存的检索档案：

请选择收藏分类：