绝缘定位柱成型工艺的改进

通过对绝缘定位柱成型工艺分析,对成型工艺做了改进,实践证明,改进后的工艺结构具有脱模容易、合格率高和成本低等特点。     

拱形法中收发天线杂散耦合对测试结果的影响

针对 1～ 5GHz频段 ,从收发天线之间的杂散耦合分析入手 ,对射频吸波材料拱形法测试系统的具体测试方法进行了研究。按照电磁波入射角和极化方式的差异 ,测量具体吸波材料在不同距离上反射系数的起伏 ,探讨了该系统测量误差的成因。     

空间交会对接技术及其发展趋势

空间交会对接技术及其发展趋势周前祥连顺国空间交会对接技术包括两部分相互衔接的空间操作，即空间交会和空间对接。所谓交会是指两个或两个以上的航天器在轨道上按预定位置和时间相会，而对接则为两个航天器相会后在结构上连成一个整体。从６０年代美、苏两国分别实现了...     

基于非复位多元加载系统的天平体轴系静校方法研究

介绍了一种通过测量加载头位移并进行载荷轴系转换的方式获得天平体轴系校准公式的非复位式多元静校系统。基于加载方式建立了载荷地/体轴系转换方法;优化了加载头结构以保证其上所有加载点都位于加载头的纵、横向中心对称线上,从而避免了附加力矩的产生;分析了位移测量方式引入误差的原因并给出了抑制误差的方法。比较采用此静校方法获得的天平公式与采用复位式多元加载静校系统获得的天平公式处理同一次吹风数据的结果表明,本文所述的静校方法所校天平有较为理想的综合加载重复性和综合加载精度。     

基于乘幂伸缩因子的参数曲线自由变形

为了改进参数曲线自由变形方法,构造了一种新的基于乘幂函数的伸缩因子,它不仅具有已有伸缩因子的特性,还具有区域峰值性,并且变形操作对Bézier曲线和NURBS曲线具有封闭性.在将伸缩因子作用于待变形曲线方程时,通过交互改变控制参数来控制曲线的形状,从而得到变形效果.实验结果表明,该方法计算简单、易于控制,可以得到丰富的变形效果,适用于几何造型、计算机动画等领域.     

有限推力轨迹优化问题的直接打靶法研究

研究了求解有限推力轨迹优化问题的直接打靶方法。说明了利用直接打靶法将最优轨迹问题转化为参数优化问题的基本转换方法 ;给出了状态和控制变量的等式 (或不等式 )约束的转化方法 ;从插值和数值积分两个方面对转换过程中产生的误差进行了深入分析。最后 ,以最优交会问题为例 ,说明了不同节点数目和积分步数对计算结果的影响     

Al-TiO2-C系原位合成铝基复合材料高温拉伸性能及断裂机理

讨论了Al-TiO2-C反应系原位反应合成铝基复合材料的常温和高温拉伸性能及其断裂机理.当C/TiO2摩尔比为0时,增强相由α-Al2O3和Al3Ti组成,随C/TiO2摩尔比的增加,Al3Ti逐渐减少,在C/TiO2摩尔比为1时,Al3Ti基本消失.室温抗拉强度和延伸率随C/TiO2摩尔比的增加而同步提高,分别由250.4 MPa和4.0%上升到350.8 MPa和6.0%.SEM观察发现有的Al3Ti自身解理开裂,并在四周形成较大韧窝,拉伸时裂纹核可在Al3Ti棒中和基体中α-Al2O3的聚集处形成,并分别在棒的解理面和基体中扩展引起断裂.高温时,热错配应力促使裂纹核先于基体在Al3Ti棒与基体的界面萌生扩展,Al3Ti从基体中脱离,断口出现洞坑,C/TiO2摩尔比为1的复合材料在727K时,拉伸强度降为93.3MPa,延伸率升为11.0%.     

飞机加强蒙皮在12．7mm弹丸撞击下的损伤

为了研究飞机蒙皮在12．7mm标准机枪弹丸射击下的损伤，对3mm厚LY12-CZ材料的单蒙皮及其加筋板在实验室进行了模拟弹击试验．通过试验研究，一个由高速气炮，弹体与弹托分离机构、连续位移激光测速装置和弹丸回收装置被建立并有效的用于本文的弹丸正撞击试验。通过对四边固支的3mm厚蒙皮用12．7mm直径弹丸进行从速度从约60到300m／s的正撞击试验，结果表明，靶板从微小损伤到完全击穿；弹击造成的变形区有效直径随着弹丸速度的增大而呈幂指数趋势下降；弹击引起的变形深度随弹丸撞击速度增加而呈直线下降：靶板上的应变随弹丸速度增加而呈渐进降低。弹丸的剩余速度随弹丸撞击速度增加而呈直线上升．最后利用DYNA3D程序对单蒙皮及其加筋板进行了弹击数值模拟．模拟结果与弹击试验结果较吻合．     

NiAl（Fe）体系热爆反应延滞时间的研究

在提出热爆反应着火判据的基础上,对ＮｉＡｌ（Ｆｅ）体系的热爆过程进行了实验研究。对工艺参数如混合物的相对密度、Ａｌ粉的相对含量、Ａｌ粉粒度、加热速率、Ｆｅ的相对含量对热爆点温度和热爆延滞时间的影响做了分析。结果表明,对于反应物配比和混合物相对密度而言,均存在一最佳值,此时热爆反应速率最大,延滞时间最短     

火星探测器大气数据测量方法

针对火星探测器进入飞行弹道的高马赫数、化学非平衡效应和低动压等特点,提出了一种基于火星进入大气数据系统/惯性测量单元(MEADS/IMU)耦合的测量方法,实现海拔60 km以下区域的火星大气数据测量。利用自主研发CACFD软件平台的化学非平衡模型/完全气体模型计算获得探测器宽速域飞行流场的表面压力点数据,建立了基于BP神经网络的MEADS算法模型。在高马赫数段(Ma>12)利用IMU测量获得的马赫数作为输入条件,结合MEADS算法测量获得总压、动压、静压、攻角和侧滑角等飞行大气参数,成功克服了马赫数无关性对MEADS系统测量的影响。在低马赫数段(Ma≤12),直接应用MEADS算法测量静压、马赫数、攻角和侧滑角。测试结果表明在MEADS系统测压单元误差≤7 Pa的条件：总压测量误差≤14 Pa(1.5%),攻角测量误差≤0.9°,侧滑角测量误差≤0.9°,动压测量误差≤10 Pa(1.5%),静压测量误差≤7 Pa(3%),马赫数测量误差≤0.1。飞行试验数据得出：MEADS测量与IMU测量马赫数、攻角和侧滑角等结果基本一致。