航天火工机构可靠性的强化试验验证方法

针对性能参数服从正态分布的一类航天火工机构,参照“应力-强度”模型,提出了一 种强化试验的小子样可靠性验证方法。试验中将火工机构性能参数置于相对额定条件更为严 酷的条件下,用传统的成败型试验方法评估其可靠性,然后结合火工机构的力学特性推导出 它在额定条件下的可靠性。公式的计算验证表明：利用本方法,在0.95的置信度下,只需要 少于10次的试验就能够评定0.9999～0.99999的可靠性。最后,文章对强化试验的设计方法 进行了说明。
     

大长径比卷弧尾翼火箭弹气动特性数值研究

采用CFD方法对大长径比卷弧尾翼火箭弹流场进行了模拟,对比风洞实验数据,验证了数值方法可靠性.对比单个弹体和翼身组合体的气动特性,得到了卷弧尾翼对全弹气动特性的影响.利用正交设计方法,建立以卷弧尾翼6个几何参数为因素的正交数值实验表,得到卷弧尾翼几何参数对各个气动系数的影响.分析零安装角卷弧尾翼在超音速下零度攻角时流场,指出翼面压力分布差异,得到自诱导滚转力矩产生机理,同时分别指出超音速时其随攻角、曲率半径、展弦比和马赫数的变化趋势.     

基于MSDM方法的粒子-固壁侵蚀效应研究

为研究导弹发射过程中发动机喷出的高温高速粒子对发射装置壁面的冲刷和侵蚀作用,利用MSDM(微尺度动力学模型)方法,建立了粒子对固壁材料的冲刷侵蚀模型,对粒子入射速度、入射角度、粒子尺寸及固壁材料特性等影响侵蚀效应的因素进行了研究,获得了粒子入射条件、固壁材料特性与侵蚀效应的相互关系.用MSDM方法将粒子和固壁离散为具有一定连接关系的微团质点,并利用材料属性和牛顿运动关系确定了微团间的相互作用和运动过程.研究表明,该方法在分析粒子-材料侵蚀方面具有一定效果.     

一种基于N元语法分布的语言模型自适应方法

N元语法分布能恰当地描述语料库的特性,为了有效利用普通领域训练数据,提出一种基于N元语法分布的语言模型自适应方法.该方法定义一个小的领域内的高质量种子集和一个大的普通领域的质量不稳定的训练集,将训练集的N元语法分布自适应到和种子集的N元语法分布相似,以更好地进行特定领域单词识别.实验结果表明,基于N元语法分布的语言模型自适应方法可以使单词困惑度和词错误率分别比传统的简单插值法降低11.1%和6.9%.     

新型固体工质脉冲等离子体推力器试验研究

脉冲等离子体推力器（Pulsed Plasma Thruster，PPT）因其推力小、质量轻、功率低等特点，被认为是微小卫星执行某些推进任务的电推进装置之一，但因效率低下，一直为人所诟病。针对这一现状，将聚四氟乙烯（PTFE）掺入质量配比为2%、5%（6%）、10%和15%的铜和碳,制成掺铜工质（PTFE-Cu）和掺碳工质（PTFE-C）。在3种不同放电能量（1J、1.44J、2.25J）下，测量PPT使用这些工质工作时的电压、电流和脉冲烧蚀质量，并根据结果估算PPT的元冲量、比冲、效率等推进性能。此外，还基于发射光谱理论，对等离子体的种类、特性进行了诊断研究。研究结果表明，烧蚀质量随掺杂量的增加而增加；元冲量随着掺碳量的增加而增加，PTFE-Cu-10%的元冲量最大，为56.47(μN?s)；使用PTFE-C-2%和PTFE-Cu-10%时，PPT的性能最好；掺碳和铜在一定程度上促进了PPT的电离过程，进而提高了推力器效率。     

基于可视化模型的可重构航天器概念设计方法

针对可重构航天器需要考虑几何和性能双重约束的特点，为了充分发挥概念设计阶段具有较大创新空间的优势，提出了一种基于可视化模型的可重构航天器概念设计方法，给出了具有良好开放性和可扩展性的平台体系框架，搭建了具有高真实度交互界面和快速性能评估功能的可重构航天器概念设计平台，可实现不同可重构航天器构型的拼装。算例表明，所提出的概念设计方法可以满足可重构航天器的概念设计需求，搭建的平台能为可重构航天器概念设计方案论证提供条件保障。      

一种运载火箭时变结构模态参数辨识的确定性演化方法

针对运载火箭的时变结构模态参数辨识问题进行研究，基于时变自回归滑动平均(TARMA)模型，提出一种时变结构模态参数辨识的确定性演化方法。该方法利用小波基函数的良好局部函数拟合能力，将墨西哥帽小波函数作为TARMA模型时变系数的空间基底，构建了基于小波函数的泛函序列时变自回归滑动平均(FS-TARMA)模型，并发展了两步最小二乘估计方法，实现了时变系数的解耦估计。通过有限单元法，建立了阿里安V号芯级运载火箭时变有限元模型，对所提辨识方法进行了验证，结果表明：墨西哥帽小波基FS-TARMA方法能够有效地辨识系统的时变模态参数；与传统傅里叶基FS-TARMA方法相比，具有更好的辨识精度，并且能够准确地反映出模态局部细节特征。     

采用伪速度冲击响应谱评估蜂窝夹层板破坏边界

采用伪速度冲击响应谱(PVSRS)对航天器蜂窝夹层结构进行了冲击破坏边界评估。目前航天领域常用的冲击响应谱(SRS)是绝对加速度谱(AASRS)，相较于绝对加速度谱，伪速度谱能更清楚地显示出结构在低频、中频和高频段不同的冲击响应特征。分析了弹性力和惯性力在低频、中频和高频段对结构安全性的影响，据此在对数四坐标伪速度谱上给出了相应的结构破坏边界。以一典型蜂窝夹层结构为研究对象，通过有限元分析计算得到的结构破坏边界与伪速度谱给出的结构破坏边界符合得较好。在航天器结构冲击安全性研究领域，本文采用的伪速度谱结构冲击破坏边界是对目前常用的加速度谱方法的一个有益补充。     

单通道控制旋转弹系统动力学建模与Hopf分岔

为准确预测旋转弹系统的锥形运动形态并判断其稳定性，提出一对鸭舵引起的气动不对称性以及可能引起复杂非线性动力学特性的非线性因素，建立能准确描述单通道控制旋转弹系统姿态运动的复数形式的动力学模型并分析讨论其动态稳定性条件。利用分岔理论对单通道控制旋转弹系统开展Hopf分岔研究，给出了Hopf分岔发生的判断准则；推导了用于判定极限环稳定的第一Lyapunov系数。数值仿真结果验证了条件的正确性与有效性并发现了拟周期运动及混沌运动。研究结果为旋转弹的控制参数设计及结构参数设计提供理论参考。     

爆燃脉冲发动机内弹道模拟及实验分析

为了研究质量轻便、结构紧凑的固体冲量发动机,提出以微气孔球形推进剂作为能量材料,以对流爆燃形成高内压为模式的脉冲动力方案。通过分析不同推进剂密度、长度、点火药量和膜片形式等因素,得到了大喉燃比发动机中球形装药爆燃诱导条件;根据球形装药爆燃特性,通过数值模型研究了新型爆燃冲量发动机的内弹道与流场特性。结果表明：装药长度、装药密度和点火药量均对发动机中爆燃现象出现有明显影响,较长装药,较小装药密度和较大点火药量均利于诱发对流爆燃;微气孔球形药在发动机燃烧室内燃速与压力规律以分段的指数燃速形式出现;初步论证一体式爆燃脉冲发动机的实用潜力。