价电子分形燃烧模型在高能固体推进剂中的应用

在价电子燃烧模型的基础上引进分形理论,提出复合固体推进剂的价电子分形燃烧模型,在此基础上进行了高能固体推进剂燃速和压强指数的模拟计算,研究了固体填料粒径和压力对燃速的影响规律。结果表明,价电子分形燃烧模型适用于高能固体推进剂的燃烧性能计算,燃速及压强指数模拟计算结果与测试结果吻合较好,大部分误差在±10%范围以内。     

压力和DNTF含量对DNTF-CMDB推进剂热分解动力学的影响

用高压差示扫描量热(PDSC)、热重等热(TG-DTG)分析技术,研究了不同压力和DNTF含量对4种DNTF-CMDB推进剂热分解行为及动力学的影响。结果表明,DNTF含量对CMDB推进剂的热分解特征量有明显影响,分解热ΔHd与ΔT的比值(ΔHd/ΔT)随DNTF加入量的增加而下降,同时DNTF的加入也影响PDSC和DTG的峰形。高压下DNTF-CMDB推进剂的活化能均较常压小,高压使初始分解的反应速率常数提高,且随DNTF含量增加,活化能逐渐增大,分解初始阶段反应速率常数减小,6 MPa下的结果与燃速随DNTF含量增加呈下降的趋势相一致。     

基于XML的产品主模型技术研究

多学科设计优化方法是近年来发展的一种设计复杂系统的新方法。它充分考虑各个学科之间的相互影响和耦合作用,以获得系统的整体最优解。产品主模型技术是多学科设计优化的关键技术之一,能较好地解决应用模型之间的数据交换和通信。文章介绍了产品主模型的概念及其特点,对产品主模型技术及其实施过程进行了深入研究。回顾了可扩展标记语言的产生和发展历史,并对其特性进行了较详细介绍;研究了基于可扩展标记语言技术实现系统集成的技术路线;最后,提出了基于可扩展标记语言技术和产品主模型技术的卫星总体方案多学科设计优化集成框架。     

载人航天器高空应急救生控制变量与落点的快速预报算法

针对载人航天器高空应急救生的实时性要求,讨论了控制变量和与落点的快速预报算法。首先描述了逃逸飞行器的返回轨道特征,在此基础上推导了制动速度的解析解;然后利用大量的仿真数据建立了其它控制变量和返回特征参数的BP神经网络预测模型,计算结果显示起旋时刻、消旋时刻和航程的最大预报误差分别为10秒、2秒和30千米;最后对航程的预报算法进行了改进,预报精度提高了43.3%。分析表明,快速预报算法是一种高效可行的工程解决方案。     

自杀现象透析

自杀是生理、心理和社会的异常.自杀作为一种特殊的社会现象,是由人类心理、家庭、社会生活、人际关系、身体与精神疾病等各种错综复杂的因素所产生的一种社会病.因此,我们的当务之急是正确地认识这一种现象,并建立起危机预防"安全网".     

利用旋转基线方法进行双星快速定向

我国双星定位系统载波相位可观测信息少，且对地静止，难以直接利用传统的多星系统(GPS、GLONASS等)解模糊方法进行双星定向。针对此种情况，提出了一种旋转基线确定单差模糊度参数初值的方法，总定向时间不超过50秒，从而可实现双星快速定向。并且通过多位置观测，具备一定的周跳检测能力。进行了仿真实验，结果表明：当基线长度为2米，原始载波相位测量精度为1％周时，定向精度优于偏航角0．045度、俯仰角0．048度。该项技术应用于惯导系统的初始对准，可实现快速寻北，大幅减少其对准时间。此外，与双星无源定位系统结合，可组建一套我国完全自主的无源快速定位定向系统，大大提高了隐蔽性，对于我军的炮兵阵地联测意义重大。进一步，将双星与INS进行组合导航，应用前景广阔，因此该项技术具有较深的研究开发潜力。     

空间碎片超高速撞击极限穿透比动能研究

研究建立宅间碎片对目标超高速撞击条件下临界穿透靶标的损伤特性的理论模型。基于临界穿透过程的数值模拟结果，系统分析了初始条件与临界穿透的关系，捉出碎片临界穿透靶板的比动能概念。然后分析了临界穿透下的碎片比动能，认为比动能是速度的函数。最后，考虑碎片的实际撞击过程巾最大着靶面积为变形面积，对比动能进行修正，获得了极限穿透条件下的真实比动能与速度无关的结论。     

浅谈BOT模式在基础设施建设中的应用

本文首先介绍了BOT的基本含义、优点及应用，其次通过举例证实了以BOT模式建设基础设施的可行性及良好的发展趋势，最后展望了BOT发展前景。     

八作动器隔振平台的通道耦合分析及解耦控制

分析一种对称结构的八作动器隔振平台的通道耦合特性。分析表明由于结构对称，当有效载荷质心位于平台纵轴的延长线上，且有效载荷的惯性主轴与平台对称轴平行时，平台可分解成两个独立的单自由度系统和两个2阶耦合子系统。利用矩阵同时对角化方法对平台的2阶耦合子系统进一步解耦，仿真结果显示解耦控制能够衰减被动隔振的谐振峰，改进平台的隔振性能。     

再入弹道解析算法在新型制导律上的应用研究

提出了一种再入飞行器新型预测制导方法。在弹道始端,所有方向的总升力组成一个垂直于再入体速度的平面,称该平面上任意方向的速度增量引起预测落点的变化矢量为虚位移。通过对最优虚位移的搜索,获得总升力的最佳方向。然后,针对该制导方法需要预测弹道落点这一情况,给出了再入弹道的解析解。最后,将具有模型简化误差的解析弹道算法应用到该制导律中,仿真发现:经制导控制后最终落点误差从40公里减小到10米。结果表明:在解析法再入弹道存在模型简化误差的情况下,该制导律仍然可以执行。