某型导弹舱段连接结构强度可靠性灵敏度分析

研究了某型导弹舱段连接结构强度的可靠性.为进行可靠性分析,首先采用非线性接触有限元法对螺钉连接舱段结构进行确定性分析,以校核结构的强度是否满足设计要求；其次,考虑了加工、设计公差造成实际尺寸的分散性,将螺钉位置和舱段厚度作为随机变量,结合确定性分析方法,引入四阶矩法对舱段连接结构进行了强度可靠性分析以及随机变量灵敏度分...     

北斗导航系统的快速选星算法研究

为解决卫星导航系统定位精度与实时性的矛盾,文章以北斗卫星导航定位系统为研究对象,针对基于高度角和方位角的快速选星算法进行研究,通过仿真对比最佳几何误差因子法得到的几何精度因子(GDOP)值与基于高度角和方位角的快速选星算法得到的GDOP值以及它们的计算复杂度,从而验证该方法的可行性及更好的实时性。同时,通过对比3个星历时刻中不同的顶座星和底座星数目的各种组合及其对应的GDOP值,得到该算法中顶座星和底座星数目的最佳选取方案。     

等离子体聚合制备聚酰亚胺防原子氧涂层的试验研究

简述了等离子体聚合六甲基二硅氧烷在聚酰亚胺(Kapton)上制备防原子氧涂层的试验结果,借助红外和 X-射线光电子谱等光谱分析手段分析了涂层的化学组成、结构和性能。结果表明:保护涂层不显著改变 Kapton 原有的光学性能。在氧等离子体作用后,有保护涂层的 Kapton 的质量无可测量的变化,其光学性能变化不明显。说明这种膜可以有效地保护 Kapton 不受氧等离子体作用,具有优异的防原子氧性能。     

同轴源原子氧地面模拟装置及其性能

叙述了同轴源原子氧模拟装置的基本工作原理和装置的各组成单元及其功能;介绍了装置性能的测量方法及结果。结果表明：装置产生的原子氧能量可以控制在５ｅＶ～１０ｅＶ;原子氧的束流强度约为４×１０１５个／ｃｍ２·ｓ;原子氧束中氧离子的含量小于０．１％。     

螺旋桨滑流对短舱/机翼构型尾迹流场的影响

螺旋桨滑流对飞机机翼表面流动和尾迹流场有重要的影响,进而改变机翼和飞机的性能。本文通过风洞试验方法开展了螺旋桨滑流对尾迹流场的影响研究。试验模型为后掠角4°、带增升装置的螺旋桨/短舱/机翼模型,试验构型包括襟翼收回和襟翼打开,试验策略是在两种构型下分别同时模拟真实飞行状态的拉力系数和前进比。通过比较有/无螺旋桨时空间尾迹流场的速度场和流动偏角等,分析滑流在尾迹流场中的发展规律和影响范围,研究尾迹流场中滑流的加速效应、下洗和侧洗效应等。结果表明,在滑流作用下,机翼远后方流场参数在机翼展向和垂直方向上均呈现复杂的变化;同时,襟翼收回和襟翼打开构型的滑流效应有明显的区别,影响规律也有所不同。     

基于码分复用的超空间分辨率成像技术

在遥感类光电成像系统中,光学镜头可实现较高空间分辨率,而光电探测器件空间分辨率不足,焦面图像的采样不满足Whittaker-Shannon抽样定理,频谱之间的混叠导致实际分辨率下降。基于此问题,提出了一种通过编码技术标识来自物空间的不同频率,再通过像空间的解码来消除频谱混叠的影响,进而实现超分辨率成像的方法。该方法在光路中没有微镜扫描等机械运动部件,同时具备在一定程度上降低噪声的特点。文中对频谱编码实现超分辨率的机理进行了仿真,依据仿真模型和结果对影响频谱编码效果进行了相关分析。     

重力辅助环路热管稳态运行特性的实验研究

 随着环路热管应用领域不断扩展,其可能在各种姿态下运行,包括重力辅助姿态。对环路热管在重力辅助姿态下的稳态运行规律和特性进行了实验研究,并同平放及反重力条件下的运行特性进行了比较。通过实验可得出,在重力辅助姿态下,环路热管存在两种驱动模式,即重力单独驱动模式和毛细力与重力共同驱动模式。当热载荷较小时,环路热管工作在重力单独驱动模式,蒸汽管线内为气液两相工质,回流液体对储液器的冷却作用加强,运行温度明显低于平放及反重力条件下之值,热导显著增大;当热载荷大于某一临界值,环路热管工作在毛细力与重力共同驱动模式,蒸汽管线内为单相蒸汽,运行温度同平放及反重力条件下之值基本一致。最后,从环路热管系统压力平衡和储液器能量平衡的角度对上述实验现象进行了解释和分析。     

SiC含量对Ti_3SiC_2/SiC复合材料性能的影响

采用反应热压烧结法制备了Ti3SiC2/SiC复合材料,针对SiC含量对该复合材料致密化程度、力学性能以及应力.应变行为的影响进行了研究.结果表明:(1)随着SiC含最的增加,试样难于致密,试样需要在更高的温度才能达到较高的致密度;(2)随SiC含量的增加,Ti3SiC2/SiC复合材料弯曲强度和断裂韧性提高,但SiC含量达到50%时,由于复合材料含有较多的孔洞,使强度和断裂韧性降低;(3)Ti3SiC2/SiC复合材料在常温下表现为非脆性断裂.     

倾转状态的旋翼尾迹形状和挥舞响应分析

本文推导了旋翼在倾转时的桨叶挥舞运动方程,给出了桨叶升力面模型和尾迹时间推进预测—校正算法,并结合涡核模型和旋翼配平分析模型,建立了一个时间推进旋翼自由涡计算方法。通过计算的旋翼诱导速度与实验值的对比,验证了本文方法的有效性。然后利用该方法,计算了旋翼在倾转时的尾迹几何形状畸变和桨叶挥舞响应特性。