航空研制项目技术风险评估模型研究

针对航空研制项目技术风险大的特点,从设计与分析、制造、软件开发、试验与评定和使用5个方面出发,构建了航空研制项目技术风险评估模型。该模型可作为航空研制项目转阶段决策参考的辅助工具。     

水系统装置扬程的计算及泵的选型分析

为了提高水系统中水泵的实际运行效率和扬程利用率,降低发动机试验成本,减少能量浪费,以某型发动机台架试验水系统为研究对象,综合考虑了装置静扬程、管路的各种局部损失和沿程损失开展装置扬程的计算。同时根据水系统所需的装置扬程、流量及其变化规律,从泵的参数及其特性曲线入手,进行泵的选型分析,确定合适的泵的类型、台数及连接方式。通过水系统装置扬程的计算和泵的选型分析,结合泵带来的能效利用、工程投入和运行费用等因素,可在满足发动机试验需要的同时实现经济利益最大化,为今后类似水系统工程的设计提供借鉴和指导。     

基于偏最小二乘回归分析的装备研制费用估算方法及应用

介绍了寿命周期费用的概念以及各阶段分布情况;针对经典回归分析的不足,采用偏最小二乘回归分析对某装备样本数据进行分析建模;建立了研制费用与几个相关指标的回归方程,并将估算结果与经典的回归分析进行对比,验证模型的合理性。该模型能较好地反映了费用与各指标之间的关系,对后续寿命周期费用的分析与控制有一定的意义。     

基于粒子群算法的极短弧定轨

针对经典的初轨计算方法在极短弧定轨中不适用的情况,建立了一种基于粒子群算法的极短弧(TooShort-Arc,TSA)定轨的计算方法。该方法将问题转化为两个三变量的分层优化问题,采用(a,e,M)作为优选变量,在保持问题维数较低的同时,实现了计算结果和观测资料的解耦。由于实测资料处理中的野值剔除方法不适用于粒子群算法,所以,采用稳健估计法,通过在适值函数中使用最小中值二乘准则,实现了稳健的极短弧计算方法。同时,应用MATLAB计算软件,选用缺省参数实现该算法,以进行数据验证。基于实测数据的数值验证表明,方法对于近圆轨道目标30s以下的弧段仍可以获得有效的结果,10s弧段误差仅为16km。此精度满足后续处理的需要,且方法稳健,具有很高的崩溃点。     

NASA月球激光通信演示验证试验

为满足日益增长的大数据量、高数据速率传输要求,NASA(National Aeronautics and Space Administration,美国国家航空航天局)正开启采用激光技术进行空间通信的新时代,并于近年相继开展了多项自由空间激光通信技术研究项目。针对该情况,重点介绍LLCD(Lunar Laser Communications Demonstration,月球激光通信演示验证)项目的系统组成和工作状况:该项目由NASA实施,首次采用激光作为载波在绕月飞行器和地面接收机之间进行双向激光通信,通过飞行演示验证了下行速率为622 Mbit/s和上行速率为20 Mbit/s的月地双向空间激光通信,以及端到端DTN(Delay Tolerant Networking,容延迟网络)数据传输,并验证了作为激光通信链路副产品的高精度测距技术,试验成果超出预期。最后展望LLCD后续发展,供我国相关研究工作参考借鉴。     

拉力试验机数据采集与处理系统

本文提出了如何解决机械式拉力试验机存在的问题的方法，介绍了单片机数据采集，处理系统的软硬件，对一些关键问题给出了比较详细的介绍。     

细晶铸造对K418合金拉伸性能的影响

测试了不同温度下细晶铸造和普通铸造Ｋ４１８合金的拉伸性能。结果表明，细晶铸造明显改善了合金的极限位伸强度和屈服强度，室温和６００℃的合金拉伸强度和晶粒平均直径符合Ｈａｌｌ－Ｐｅｔｃｈ关系。     

税后薪资企业代付个人所得税问题的探讨

税后薪资标准的出现,不仅仅是一种薪资形式上的改变,而且对于劳资双方来说,这一变化有着不同的意义.首先,对于劳动力市场来说,由于大多数企业仍采用传统的含税薪资,如何将税后薪资换算为传统的含税薪资,从而将两者加以比较,便成了应聘人员普遍关心的问题.而另一方面,企业实行税后薪资,必然涉及到代付个人所得税问题,这又直接关系到企业的税务筹划问题.     

H2O2-PE固液火箭发动机低频不稳定燃烧研究

介绍了85％H2O2-PE固液火箭发动机的低频不稳定燃烧特征;应用发动机质量守恒方程对发动机低频耦合振荡燃烧现象进行了一维模拟,分析了氧化剂喷射压降对低频不稳定燃烧的影响。利用扰动分析确立了固液火箭发动机的稳定工作限。提出了抑制低频耦合振荡燃烧的方法。     

超静超稳卫星碰振动力学建模

针对分离式卫星载荷模块(PM)受到扰动时可能与服务模块(SM)发生碰撞的问题，综合音圈电机反电动势(back-EMF)和柔性线缆动力学的效应，基于牛顿欧拉法建立了分离式卫星(DFP)载荷模块动力学模型。基于Hertz接触理论，推导了分离式卫星碰撞过程中连续接触力模型，并分析了碰撞过程中产生的接触力对载荷模块指向精度和指向稳定度的影响。数值仿真结果表明，碰撞使得载荷模块指向精度和指向稳定度下降5个数量级，碰撞后载荷模块可再次恢复到超静超稳工作状态，恢复时间超过1400 s。本文建立的碰撞模型对研究分离式卫星碰撞规避和碰撞控制具有重要意义。