BTT导弹时变滑态变结构自适应自动驾驶仪设计

针对倾斜转弯导弹的具体特点, 提出了一种基于模型参考时变全程滑态变结构控制理论的协调式耦合自动驾驶仪的设计方法, 并分别针对滚转通道、俯仰/偏航耦合通道进行了设计分析; 最后进行了三通道联合仿真, 得到了满意的结果     

L型构件R区的超声相控阵检测方法

 针对常规超声检测难以胜任L型构件R区检测的问题,开展L型构件的超声相控阵检测方法研究。利用超声相控阵声束灵活可控的优势,制定了线阵换能器检测L型构件R区的检测方案;基于Fermat原理,提出了相控阵检测多层介质的延迟时间计算方法;通过有限差分法数值仿真和检测试验,验证了相控阵检测方案和延迟时间计算方法的正确性;最后,对复合材料L型试样R区进行检测试验,检测结果与实际试样信息基本一致。研究结果表明,所提出的采用线阵换能器检测L型构件R区的检测方法是可行有效的。     

弹射座椅与飞行员系统重心测量技术

为解决火箭弹射座椅人椅系统在弹射出舱后的稳定调节问题,设计研制了新型电子人椅系统组合重心测量设备,建立了组合重心的俯仰累加测量与推导计算方法,并对294名飞行员的人椅系统组合重心数据进行了测量和计算.结果表明,研制的测量设备精确可靠,建立的方法便捷有效,并具有通用性.研究结果已应用于弹射座椅的设计研制中,精度提高了10倍,效率提高了3倍.     

发动机进气道水滴撞击特性分析

针对某发动机进气道的防冰系统设计,对进气道的水滴撞击特性进行了研究.在对进气道流场进行计算的基础上,采用差分法对水滴运动方程进行了数值求解,得到了水滴运动轨迹,从而确定了水滴的撞击极限、总收集系数和局部水收集系数等水滴撞击特性参数;此外,还研究了飞行高度、飞行速度及水滴半径对水滴撞击特性的影响;研究发现水滴撞击极限、总收集系数和局部水收集系数随飞行速度的减小、飞行高度的增加或者水滴半径的增加而增大.这些为进气道的防冰系统设计奠定了基础.     

载人试验舱的结构设计与有限元分析

KM6载人试验舱是用于中国载人航天器人 -船地面联合试验的设备。文章对试验舱舱体的结构设计和利用有限元分析计算对舱体进行优化设计的过程及方法作了介绍 ,给出了舱体结构形式和有限元计算结果。舱体的极限真空度为5.2× 1 0 - 4 Pa,试验舱的设计满足设计要求     

空气龄的数值解法

提出了用ＣＦＤ法求解空气龄的具体方法，其步骤为先求解Ｎ－Ｓ方程，后求解空气龄。为求解Ｎ－Ｓ方程，采用了改进型ＨＳＭＡＣ法，并给出了压力和速度同时修正的方法。为求解空气龄，推出了空气龄输送方程式和给出了空气龄和速度成分的边界条件。计算机模拟验证了求解方法的有效性并由空气龄求出了通风效率。     

歼击机座舱工效学评价指标权重系数的确定

提出采用G₁法确定歼击机座舱工效学评价指标的权重系数,利用该方法针对歼击机座舱工效学评价指标体系中的部分指标,按其对飞行员操作工效影响程度大小的原则,对聘请的飞过多种型号歼击机的24名现役有经验飞行员进行了调查,依据调查结果计算出了指标的权重系数。并对依据不同专家个数计算出的结果进行了比较分析,当专家人数达到一定个数时,计算结果处于稳定状态,揭示了计算结果的可靠性。该结果可为歼击机座舱工效学的设计提供重要指导作用。     

孔径分布对电化学CO2浓缩器空气电极性能的影响

空气电极是电化学二氧化碳浓缩器（EDc）的核心组件，其极化性能的改进有利于CO2的转移和EDC电池稳定性的提高。通过改变门FE含量和乙炔黑含量改进了电极结构，一个组装有Pt／C空气电极和Hg／HgO参比电极的燃料电池被用于研究Cs2CO3电解液中的O2／CO2反应。孔径分布与阴极极化性能之间关系的分析结果表明：伴随着300～500nm孔径的比孔体积增加，空气电极的极化性能提高。此外，实验结果还表明：空气电极中町FE含量以15％为宜，乙炔黑的最佳含量为15％～20％。     

磁零点及通道宽度对霍尔推力器性能影响的数值研究

磁场位形和通道尺度会改变霍尔推力器等离子体放电过程,影响推力器的宏观放电特性。为分析磁场和通道宽度对推力器放电性能的影响规律,本文针对霍尔推力器轴对称通道结构和放电物理过程建立2D3V物理模型,采用粒子模拟方法研究了霍尔推力器磁零点磁场位形不同通道宽度的电势、粒子数密度、电子温度、电离速率、比冲及推功比的变化规律,结果表明：在具有磁零点磁场位形下,随着通道宽度增加,通道出口处电势降增加,加速区缩短,离子径向速度减少,壁面腐蚀降低;当磁零点位置在内壁面,推力器通道宽度由14 mm增加到16 mm时,推力器比冲和推功比增大,推力器放电效率提高;当磁零点位置在通道中轴线或外壁面,且通道宽度大于14 mm时,推力器比冲增大,推功比减小,推力器效率下降。     

带侵蚀效应的三维双燃速装药固体火箭发动机点火过程

针对三维双燃速装药固体火箭发动机,采用商用CFD计算软件的用户自定义方程对点火瞬态过程中的侵蚀燃速、燃面温度、质量源项、动量源项、能量源项及点火器入口等进行了二次开发,并进行了考虑侵蚀效应的点火瞬态过程流场仿真计算,与地面点火试验内弹道数据进行了对比分析。结果表明:点火初期发动机头部的气流流动十分复杂,且头部压强随时间变化十分剧烈;堵盖打开会造成头部升压梯度振荡,并产生负升压梯度;仿真与试验结果符合较好,说明采用一维非定常固相传热方程计算三维燃面温度可以满足当前工程要求,计算方法正确有效。