波音737飞机的发展历程

主要介绍了波音737系列飞机的发展历程、主要设计思路及关键技术。     

尖前缘一体化高温热管启动性能计算分析

针对尖前缘高温热管工程设计与启动性能评估需求,基于描述碱金属高温热管启动过程的“温度锋面”模型,建立了一种用于分析不规则外形且承受非均匀瞬态气动加热的一体化尖前缘高温热管启动性能工程计算方法。该方法结合尖前缘气动加热环境分布特点进行计算节点划分,采用热管基本理论和局部能量守恒原理计算热管温度分布及“温度锋面”位置,实现尖前缘热管启动过程的理论预测。同时,采用均匀受热圆柱热管和尖前缘一体化热管启动试验结果对计算方法进行了验证。最后针对某尖前缘一体化高温热管结构在气动加热环境下的启动性能进行计算分析,提出了减小尖前缘高温热管启动时间的可能方法和措施：尖前缘高温热管启动后等温性良好,通过控制热管总长、壳体厚度、工质充装量等设计参数或调整热管初始温度可进一步缩短热管启动时间。     

飞机壁板复杂载荷试验技术

针对火星表面低温大气环境下多层隔热组件隔热性能大幅衰减、不能满足火星车保温需求的难题,提出了一种新型、高效、轻质纳米气凝胶隔热装置设计方法,采用在真空和火星大气环境下导热率极低的纳米气凝胶为隔热材料,通过基于低导热复合材料的盒盖式局部支撑封装、气凝胶与结构间填充缓冲泡沫进行多余物过滤、铺设反射屏进行辐射漏热隔离、开设排气孔等设计方法,解决了力学性能增强、多余物控制、辐射漏热隔离、快速泄复压等工程应用难题,成功完成纳米气凝胶在祝融号火星车的工程应用。地面试验测试结果表明,1 400 Pa、二氧化碳气氛、25℃时纳米气凝胶隔热装置总导热系数低至0.008 0 W/(m·K),有力保障了祝融号火星车舱内设备在零加热功率补偿条件下在轨温度仍处于允许范围内。火星车纳米气凝胶隔热装置总质量为5.95 kg,仅占火星车总质量的2.5%。     

车间作业调度问题的研究与应用

就车间作业排序问题进行了研究 ,通过对几个经典作业排序启发式算法及对一般排序优先规则的分析讨论 ,提出了两种适合于车间应用的新的启发式算法     

飞行试验实时数据系统简介——Ⅰ机载部分

本文概述从国外引进的“飞行试验实时数据系统”的组成、基本功能及其主要特点。其中的机载部分包括传感器、调节器、达明-5(Damien-Ⅴ)采集器、模拟和数字式磁记录器、遥测发射机、机载计算机及其外围设备以及振动(或颤振)测试设备。地面部分主要由带自动跟踪天线的遥测接收站(2个)、调节测量系统、采集计算机、振动数据专用处理计算机、监控室、自动编程台等组成。本系统主要用于飞机的飞行试验。由于采用了较先进的可编程序遥测系统及实时处理的方式,对缩短试验周期、保障试验安全、提高飞行试验质量具有重大的意义。     

玻璃熔窑温度的智能控制算法与实现

本文讨论了玻璃熔窑的结构及其特点，提出适合玻璃熔窑温度控制的模型和智能算法，详细研究了模糊PID控制器在温度控制中的应用。仿真结果表明该方案是合理和有效的。     

SSL馈电的短背腔式收发共用Ku频段平板天线

从理论和实验两方面详细论述了悬置传输线馈电的短背腔式收发共用Ku频段阵列天线的研制。并将研制的16×16单元Ku频段收发共用平板天线与国外报道的同类产品进行了比较。     

基于模型误差确定卫星姿态的预测滤波算法

本文给出了一种高精度、鲁棒性强的实时姿态估计算法，即预测滤波算法。该算法利用星敏感器所提供的观测矢量，对运动学方程中由陀螺漂移造成的角速度模型误差进行一步预测，从而准确地估计卫星的运动姿态和角速度。预测滤波算法的良好性能已通过仿真测试得到了验证。文中进一步提出的修正算法，使滤波器的预测性能得到了改进。     

用于高温测量的红外热成像技术

用于高焓风洞实验中模型表面温度测量的CCD红外热成像系统 ,测温范围 1 0 0 0～ 350 0K。笔者介绍系统原理和标定过程 ,并给出了初步风洞实验结果。通过与红外高温计测量结果的比较分析 ,验证了该系统的可靠性和实用性。系统的研制成功为地面防热 /热结构实验中模型表面温度测量提供了先进的手段。