低压断路器灭弧室温度检测

设计了基于光纤光栅传感系统的低压断路器灭弧室温度检测装置,实验测量出灭弧室温度数据,进行了数据的有限元分析,绘制出灭弧室内温度场分布图.     

603树脂体系及其热熔预浸料室温储存期性能研究

制备了炭纤维增强耐高温环氧树脂体系热熔预浸料(TGT800-12K/603),研究了不同室温储存期的603树脂粘度、凝胶时间、未固化树脂玻璃化转变温度(T_g)、固化反应特性以及TGT800-12K/603预浸料的挥发物含量、树脂流动度及预浸料粘性。结果表明,随着室温储存期延长,35 d后603树脂最低粘度由初始的2.24 Pa·s上升到9.48 Pa·s,上升了4.2倍,T_g增加了9.6℃,固化度增大为11%,TGT800-12K/603预浸料树脂流动度由初始的20%下降到14%,粘性变差,失去操作工艺性。建立了603树脂的T_g和树脂固化度α的关系,因此TGT800-12K/603预浸料树脂的固化度α可以通过DSC测试预浸料的T_g来进行高效准确的评估。     

资源一号02B星相机相对辐射校正方法分析

文章首先分析了探元的线性度;然后分别根据实验室积分球状态下和整星半积分球状态下的定标数据采用最小二乘法计算出两组定标系数,对实际图像进行相对辐射校正分析比较其效果,给出整星半积分球状态下的定标数据更真实反映相机响应度不一致现象的结论,并对后续卫星相机的定标工作提出建议;最后针对中巴地球资源卫星相机的特点,提出了一种进一步消除细微条纹噪声的改进方法.     

激光陀螺的比例误差

比例误差是陀螺的主要性能参数之一。激光陀螺的比例误差就是激光陀螺比例因子的线性度。本文用最小二乘法处理激光陀螺的实验数据,准确地计算出比例因子及其线性度,从而揭示出没有活动部件的激光陀螺有着非常理想的线性度。激光陀螺的线性度测量方法,是将激光陀螺固定在精密速率转台上,以标称角速度诸值输入,测出相应的输出拍频值。再求线性方程和待定系数,最后算出比例误差。     

固化条件对容器表观质量及力学性能的影响

通过实验，在工艺上采用了一些技术措施，如在固化制度中增加“低温胶凝点”，预浸纱带室温存放，壳体缠绕完后固化前在室温下存放一定时间后再加热固化，用高效加热器在缠绕过程中边加热边固化（也可看作是分层预固化或固化）。提高了预浸带在室温（或低温）下的预固化度，使基体粘度增大或胶凝，从而在高温固化的过程中基体具有一定而不过分的流动性。结果表明，采用适当的固化条件可以大大改善容器的外观质量，并能够提高容器的力学性能。     

颗粒度对石英陶瓷天线罩工艺性能的影响

介绍石英陶瓷材料颗粒度配比对导弹天线罩强度和工艺性的影响，给出了颗粒研磨程度、添加干粉和不同研磨时间的胚料抗弯强度数据。同时指出：能满足强度的颗粒配比料方较多，而颗粒度对天线罩体的工艺性（浇柱、干燥、烧结等）有着明显影响，因此，应合理控制颗粒度配比，生产出强度和电性能满足设计要求的石英陶瓷天线罩。     

湿法缠绕用环氧配方适用期研究

用ＤＳＣ、ＩＲ、ＧＰＣ等测试技术对芳纶纤维湿法缠绕复合材料用环氧配方在贮存过程中的粘度，固化度，固化动力学参数以及分子量以及其分布特征进行了研究，研究结果表明，ＨＲ１８环氧配方的室温适用期较长且随存放温度升高而变短，在较低温的度条件下可延长树脂系统的使用寿命。     

硅微陀螺阵列信号处理技术研究

() 摘 要:基于一种新的硅微陀螺随机漂移模型和被测角速度的随机游走模型,建立硅微陀螺阵列随机漂移过程的Kalman滤波方程。通过数据融合方法,在选择合适的陀螺间互相关系数的基础上,可以将硅微陀螺的静态漂移从52.1度/小时降低为0.465度/小时。利用同类多传感器的数据融合和被测量动态信号的差分技术,可以实时辨识出硅微陀螺的随机漂移,通过已被检测出的动态信号的进一步Kalman滤波,最终可将被测信号的信噪比提高11dB.
     

氙离子火箭发动机配电调节分系统的时序控制

从理论和实验两个方面对直径９ｃｍ氙离子火箭发动机配电及控制系统进行了研究，并设计出以８０３１单片机为核心组成的微机实时监控系统．为了减少加热电源和阴极本身的热冲击，阴极电源分五档位制；考虑到束流电源的瞬变特性，为避免对发动机和电源产生不利的影响，采用了慢起动特性；对子在发动机工作过程中有时出现的过载、灭弧、高压打火或短路等现象，能及时发现并作出实时处理和控制。     

不同增强体C/C复合材料韧性研究

研究了编织C/C复合材料、针刺C/C复合材料和毡基C/C复合材料室温、高温的断裂韧性,以及3种不同增强体C/C复合材料的冲击韧性。研究发现,C/C复合材料的高温断裂韧性高于室温,其中针刺C/C复合材料的断裂韧性值最高。编织C/C复合材料的抗冲击性能表现出强烈的各向异性,针刺C/C复合材料抗冲击性能优于毡基C/C复合材料。     

基于图像处理技术的补燃室火焰温度场测量

为了测量补燃室火焰温度场,在直连式试车台上进行二维开窗式固体火箭冲压发动机试验,应用高速数字摄影仪对补燃室内的火焰进行拍摄。对所获得的火焰图像,根据基于彩色CCD图像的比色测温原理,求得补燃室火焰的投影温度场。结果表明这种方法简单可靠,测量精度也满足要求,可以用来对补燃室火焰温度场进行测量。     

低气压温控设备的舱内环境温度影响因素分析

低气压温控设备用于模拟临近空间低气压和高低温环境,低气压环境的温度场控制是低气压温控设备的关键指标,也是设计难点。文章首先通过Fluent软件对无风扇扰动的低气压舱中的环境温度进行数值仿真,研究热沉开孔对舱内环境温度的影响;在低气压舱模型中增加风扇模型,分析强制换热对低气压舱内环境温度的影响。通过在低气压温控设备中进行的无强制对流的温度控制试验,研究此时空间温度的降温速率、试验舱压力和舱内试件工装对舱内环境温度的影响。数值计算和试验研究结果表明,热沉开孔、扰动风扇、试验舱压力和试件工装均对低气压舱内环境温度有影响,在低气压温控设备的研制中,需综合考虑上述因素。     

双脉冲发动机点火过程三维数值模拟

以喷射棒式双脉冲发动机燃烧室、级间隔离装置和喷管一体化为研究对象,采用数值仿真技术对Ⅱ脉冲点火过程三维流场特性进行分析研究。计算结果表明,点火初期燃气压力波峰超前于火焰峰到达级间隔离装置,并以压强冲击波形式传播,Ⅱ脉冲燃烧室相对高压区位置不断发生改变;级间孔打开过程对药柱末端压强影响较大,但对Ⅱ脉冲燃烧室压强整体上升过程影响较小;级间孔打开后,燃气经级间孔加速后形成高度欠膨胀射流,并在Ⅰ脉冲燃烧室内形成非对称带状低压区;级间孔分布的非对称性,导致压强及温度在发动机燃烧室中呈现显著的三维分布特性;高温区出现在隔板附近,而在装药前端、装药末端及外围级间孔轴线附近出现低温区。     

计算辐射冷却推力室不稳定温度场的隐式格式

导出了计算液体火箭发动机辐射冷却推力室不稳定温度场的隐式差分格式,并作了线性化处理。据此编制通用程序,可以计算任意辐射冷却推力室的不稳定温度场。     

铣槽结构液体火箭发动机推力室壳体热应力分析

介绍了液体火箭发动机推力室铣槽结构热应力的数值分析方法,通过建立液体火箭发动机推力室的流场燃烧和导热理论模型,运用有限体积法考虑液膜冷却计算出发动机工作时的燃气、燃烧室壳体和冷却工质的温度场,将得出的结果作为壳体热应力计算模型的边界条件进行热应力场有限元分析。内、外壁温度的计算数据与实验结果基本相符。     

燃烧室内燃烧模型对尾焰流场及其辐射的影响

基于压力隐式算子分裂(PISO)算法,通过求解Navier-Stokes方程,对燃烧室内一步反应和两步反应模型、无燃烧室三种情形下尾焰流场进行了数值仿真;采用结构和非结构网格并分别用TTM方法和Delaunay三角形方法来生成;利用高温气体高分辨率光谱参数数据库HITEMP对辐射传输方程进行求解,得到三种情形下尾焰中CO2和H2O的光谱辐射亮度分布。仿真结果表明:不同的燃烧模型影响尾焰流场及其辐射,无燃烧室时尾焰辐射较弱。     

富氢/富氧燃气温度对同轴直流气-气喷嘴性能的影响

通过求解使用k-ε湍流模型的Navier-Stokes方程组对采用同轴直流气-气单喷嘴燃烧室的燃烧流场进行数值模拟,对比分析了富氢/富氧燃气推进剂与常温氢气/氧气推进剂条件下的燃烧流场、燃烧室室壁和喷注面板处的燃气温度,研究了富氢/富氧燃气温度变化对燃烧流场和燃烧室热载的影响。数值结果表明:富氢/富氧燃气气-气喷嘴的燃烧性能较好,但热载较高;富氢/富氧燃气温度一定范围内提高对燃烧性能影响不明显,而热载增加。     

航天器组件可靠性试验温度测控技术

文章针对航天器组件试验过程中温度场不均匀和单一控温点难以全面控制组件温度的问题,研究了试验箱内温度场的均匀性分布,组件不同部位在箱内的温度分布规律以及影响这种分布的因素。通过温度测控试验方法的研究,配合所研制的多路温度测控系统,确定了组件试验过程中温度控制点的选取方法,解决了热试验中组件局部温度失控问题,提高了组件的试验安全性和试验质量。     

单喷嘴燃烧流场仿真研究

运用CFD技术,采用涡扩散（EDC,eddy dissipation concept）模型对某发动机单喷嘴燃烧的稳态燃烧流场进行了数值模拟,得到了燃烧室内的压力、速度、温度及燃气组分等参数的分布情况,并对其混合程度进行了评估。结构改进前后的计算结果对比表明,适当增加中心喷嘴的壁厚和缩进长度有利于燃烧室火焰的附着和提高燃烧室流场的均匀程度。