固体火箭发动机实际燃速常数的计算

根据试车数据，对全尺寸发机和标准发机瞬时燃速进行了计算，利用参数辨识技术，确定了维也里燃公式（ｒ＝ａｐ＾ｎ）里的常数，计算结果表明：对应用在不同发动机中的同一种推进剂来说，其燃速系数α和压强指数ｎ是不同的。探讨了不同发动机燃速常数变化的原因以及规律性，提供了分析全尺寸发动机，标准发动机之间燃速相关性的新方法。     

加力燃烧室双层壁隔热屏综合冷却效率的实验研究

为了研究加力燃烧室双层壁隔热屏的冷却特性，进行了综合冷却效率的模化及关键参数的匹配，通过红外测温技术测量了气膜板主流侧的综合冷却效率分布，研究了冲击孔板开孔率（φ=0.5%，0.6%，0.7%，0.8%）和动量比（I=0.02~1.38）对双层壁隔热屏综合冷却效率的影响。研究结果表明：实验室工况（主流与二次流温度比T_g/T_c=2）相对于发动机工况（T_g/T_c=4）的综合冷却效率偏差在0.054以内。沿着主流的流动方向，气膜平板主流侧的综合冷却效率波动增长。随着动量比的增大，冲击驻点区附近的综合冷却效率得到提升，气膜平板中下游的气膜覆盖形状逐渐消失，气膜平板上游的综合冷却效率增幅较大。随着开孔率的提高，冲击孔和气膜孔排布变密，冲击换热增强及气膜叠加效果提升，使开孔率由0.5%增大到0.8%时，面平均综合冷却效率提高21.2%，而主流和二次流的掺混加强了气膜平板主流侧的换热，导致综合冷却效率的增幅下降。     

高燃速HTPB/IPDI推进剂低温力学性能(Ⅱ)界面助剂的设计与应用

为了改善高燃速丁羟推进剂的低温力学性能，设计合成了AO系列 同助剂，并在丁羟高燃速实验配方中验让了它们的使用效能。结果表明AO助剂大幅度提高了高燃速实验配方的低温力学性能，在常温强度相当的条件下，－40℃下最大伸长率由40％左右提高到55％以上。实验结果也显示助剂与粘事剂的表面张力值越接近，工艺性能越好。文中还通过温反射红外光谱（DRIR）和动态热机械分析（DMA）对界面助剂的作用机理作了简要探讨。     

催化AP的作用部位研究

利用高压DTA、飞行时间质谱仪、夹层燃烧、燃速测试等方法,研究了催化剂的两种加入方式和不同催化剂用量与AP共晶的催化效果。发现含催化剂的AP分解机理发生变化,主要由电子转移改变为同时并存的质子和电子转移;还发现催化剂与AP接触面越大效果越好,从而得出,催化剂的主要作用部位是作用于AP晶粒上。     

W77E58软件SPI串口对MAX3100负载能力的论证

以W77E58和MAX3100芯片为例,首先介绍了一种利用单片机I/O接口软件模拟串行外设接口(SPI)的方法。在此基础上从传输速率等方面理论论证了软件SPI口对相应芯片的负载能力。最后给出了实验验证电路,通过实验进一步验证了文中论证。文中介绍的方法可作为论证串行通信负载能力的一般方法。     

缺口边疲劳小裂纹扩展特性研究

1.引言 工程构件中缺口根部常是产生小裂纹的部位。Smith,Miller和Hammoucla认为裂纹的萌生和早期扩展是由缺口的塑性应变区控制的,Haddad用J积分变程研究了缺口边小裂纹的扩展,本文用Haddad的J积分近似计算式分析试验结果,表明疲劳小裂纹和大裂纹扩展率可用有效J积分变程表达的公式统一描述。     

一种测定超高燃速推进剂孔隙结构的方法

应用微机显微图象处理系统建立了超高燃速推进剂（ＵＨＢＲ）截面微孔结构的测试方法。自行组装并调试了ＷＸＴ－８８型微机显微图象测定仪，研究了灰度域值、光照条件、采样方式等对测试精度的影响及其控制方法。通过对ＰＶＣ－ＵＨＢＲ的大量测试工作，表明该方法可用于测定微孔结构的参数，系统测试误差可控制在３％以内。采取两端截面，多幅图象采集，统计平均值的办法，可以反映ＰＶＣ－ＵＨＢＲ的微孔结构状况。     

塑性应变率的尺度效应

通过对相似模型中若干力学量和典型动力学实验中部分结果和结论的探讨分析，研究了动态载荷下率相关材料相似模型的尺度效应，阐述了塑性应变率具有的尺度效应对相似模型在动态载荷下的影响，指出了塑性应变率尺度效应的一个重要特征是，随着结构特征尺度的减小，其动力行为的应变率敏感效应增强。     

基于遗传算法的航空备件费用优化研究

航空备件费用直接影响航空备件保障概率,而备件保障概率又直接影响到备件延误时间,进一步影响到维修保障及装备的战备完好性,因而如何利用好有限的备件费用,得到较大的战备完好率是一个重要的研究课题。本文推导了战备完好率与备件费用之间的函数关系,并利用遗传算法对航空备件优化模型求解进行了阐述。     

转速平稳性对速率偏频激光IMU影响研究

转位机构转动速率平稳性是影响速率偏频激光IMU初始对准精度的重要因素。从速率偏频激光IMU的工作原理和结构特点出发，理论分析了转位机构转动速率平稳性和初始对准航向角精度的关系，初始对准航向角误差和转位机构的转速相对误差呈三角函数关系，和转位机构的转速呈反比，转位机构的转速越大，转速不平稳导致的影响越小。提出了高精度速率偏频激光IMU的转速平稳性要求：要达到高精度的初始对准航向角，转位机构的转速相对误差需要控制在0.005以内，转速控制在18(°)/s以上。通过仿真分析和速率偏频激光IMU进行了试验验证，结果表明同等情况下，满足转速平稳性要求的速率偏频激光IMU的初始对准航向角误差带相对于不满足要求的减少了10"，这对进一步提高速率偏频激光IMU的初始对准精度具有重要的理论和工程实践意义。