钛合金表面抗激光涂层损伤特性及热效应影响研究

实验研究了钛合金和高反射型陶瓷涂层材料抗连续型激光烧蚀的损伤及温度分布特性，并从热效应影响角度对比分析了二者在抗激光损伤效果方面的差异性。研究结果表明：相比于钛合金，高反射型陶瓷涂层材料能有效增强钛合金基底抗激光损伤的能力；在同等激光功率密度辐照下，陶瓷涂层材料能有效提升钛合金基底耐受激光辐照的时间长度。实验结果表明该陶瓷涂层材料的激光损伤阈值比钛合金高约5.8倍。实验发现陶瓷涂层温升速率高于钛合金，但由于陶瓷材料具有较高的反射特性，以及良好的热吸收和热传导特性，因此能使由激光辐照产生的热量在其表面较快地扩散，而降低向基底方向传导的程度，最终提升陶瓷涂层的抗激光损伤阈值。     

微放电现象建立时间的分析

微放电建立时间是决定载波合成信号在何种电压或功率电平能够产生微放电现象的前提条件。文章以一阶微放电模式为研究对象，从理论上对微放电建立时间问题进行了分析和验证。给出了计算微放电建立所需经历间隙渡越次数的计算公式，并对该公式进行了理论上的验证。     

同轴腔滤波器与微放电

介绍同轴腔滤波器及其环耦合同轴腔，对同轴腔内的微放电现象作了深入分析，并取得了分析结论，对设计及工艺也提出了一些建议。     

腔体滤波器与低气压放电

应用气体放电基本原理，结合滤波器的实际试验和机械结构，论述了滤波器低气压放电的有关因素，并为微波滤波器的设计给出了一些有用的参数。     

喷管内型面烧蚀对发动机能量的影响

根据同一推进剂不同结构的两种型号发动机的试验结果，分析了喷管内型面烧蚀对发动机能量影响，提出了在两种烧蚀率相差较大的材料之间镶嵌一种烧蚀率适中的材料，可减少喷管内型面的烧蚀，提高喷管推力效率。     

空袭目标威胁评估模型研究

以航路捷径、目标类型、机动特性、到达发射区近界的剩余时间，以及电子干扰为主要影响因素，结合多通道防空武器系统的特点，建立了基于层次分析法和模糊综合决策法的空袭目标威胁评估模型。用层次分析法确定各因素权重，以分段函数的形式给出权重系数。针对一给定的中程防空武器系统，用模糊统计计算各影响因素的隶属函数，并给出了模型的计算流程。仿真结果表明，所设计的模型能较准确地评估来袭目标的危险性，且具有较高的灵敏度。     

C/C喉衬稳态烧蚀的工程计算

根据固体火箭发动机燃烧中氧化性组分扩散控制喷管喉衬烧蚀和Ａｌ２Ｏ３沉积对喉衬的保护，提出Ｃ／Ｃ喉衬稳态烧蚀的工程方法。３个分动机的烧蚀预示结果与实测结果吻合，该计算方法具有较高的精度。     

硅基材料烧蚀模型研究

对冲压发动机燃烧室所使用的硅基热防护材料，用以往的单纯因二氧化硅液态层被气动吹除减薄的模型进行烧蚀计算，计算结果和实际偏差很大。我们根据硅基热防护材料的实际特性，在原有的液态层模型的基础上，考虑了夹杂碳化层对熔融态硅基的补强作用，提出了既有液态层吹除也有化学反应烧蚀的新模型，即考虑了热解、熔融和碳化、气动吹除结合化学反应烧蚀的多因素过程。并根据硅基热防护材料的烧蚀特点，根据发动机模型的试验结果，初步总结出了液态层粘附力的经验公式。从物理概念上分析可以看出该模型基本符合实际情况；从多种工况计算结果可看出，新模型和经验公式是比较合理的。     

飞船舱间连接部件的烧蚀分析与试验

突起在神舟飞船防热层表面的舱间连接部件要求在再入时尽早烧去,同时又要求具有足够的厚度,这在设计上造成较大困难,为此研制了一套地面试验和分析计算相互配合、反复迭代的设计方法,从而确定了该连接部件的材料与尺寸,并准确地预示了实际飞行的烧蚀现象。神舟飞船的历次飞行结果表明,该部件的性能与设计要求完全相符,从而为所用方法做了飞行验证。     

航天飞行器防热部件烧蚀行为的数值模拟

对航天飞行器防热部件在氧－煤油发动机火焰喷吹下的烧蚀行为进行了有限元数值模拟。利用“杀死”单元的方法建立防热部件瞬态温度场的有限元模型，实现了烧蚀边界的退缩，从而完成了对烧蚀尺寸变化的定量描述。烧蚀开始于4．59s，到12s时线烧蚀量为1．47mm。计算结果与试验的实测结果一致。