随机基础激励下承力筒—蒙皮结构的声—固耦合分析

针对航天器承力筒—蒙皮典型结构,分别基于有限元—直接边界元法和有限元—间接边界元法建立仅考虑内/外声场和同时考虑内外声场的声—固耦合模型,开展典型结构在随机基础激励下的声—固耦合研究,并重点分析内外声场和声—固耦合效应对典型结构固有特性及动响应的影响。研究结果表明:考虑声—固耦合效应后结构振型未发生变化但固有频率降低,仅考虑单一声场效应时固有频率较同时考虑内外声场时升高;声—固耦合效应使结构的响应整体上降低,但在与激励方向平行的蒙皮处由于内声场的作用而增大;内声场对动响应的影响大于外声场。     

疲劳裂纹扩展参数的寿命反推方法

为解决腐蚀疲劳条件下无法由断口判读获得(a,N)数据集以确定裂纹扩展公式参数的问题,提出了确定疲劳裂纹扩展参数的寿命反推方法。通过与用(a,N)数据集全部数据拟合结果的比较,证明该方法在指数b=1的情况下适用,而在b≠1时偏差较大;指定破坏概率的载荷循环数和裂纹长度的比较结果,说明该方法的结果可用于概率损伤容限分析。      

采用DDS技术实现宽带线性调频源的研究

主要研究了机载合成孔径雷达中宽带线性调频源设计的有关问题。为获得500MHz带宽且质量良好的线性调频信号,采用了直接数字频率合成(DDS)技术、正交调制(I/Q)和宽带线性滤波技术,并在电路实现过程中,重点解决了信号在变换、传输和滤波时幅相波动控制的难点问题。     

一种再入飞行器结构的热流载荷反演方法

提出了一种基于共轭梯度法的再入飞行器热流载荷反演方法.以一维结构为例验证反演方法的有效性,并分析了材料温变热物性参数和传感器测量误差对反演精度的影响;进而针对热防护结构和返回舱结构开展了热流载荷反演分析.结果表明:本文方法能有效地反演热防护结构和返回舱结构的热流载荷;考虑材料的温变热物性参数会使得反演过程存在非线性因素...     

基于光外差的光电探测器绝对频响测试技术研究

本文介绍了一种基于光外差的光电探测器绝对频响测试方法,通过对绝对频响的数学理论推导,得出光电探测器频响参数的计算公式;设计并研制了一套光外差测试系统,实现波长在1550nm对响应带宽高达67GHz的光电探测器频响测试;通过与高精度光波元件分析仪比对测试,验证了系统的准确性和可靠性,系统最大偏差不大于0.8dB,测量重复...     

X射线脉冲星导航中的滤波方法分析

X射线脉冲星导航由于需要大量的观测数据来确定天体方位,因此需要较长的滤波周期(500 ～ 1000s),系统的状态方程是非线性的.若采用扩展Kalman滤波(EKF),线性化时会产生较大的高阶截断误差,且Jacobian矩阵不易精确计算,导致定轨的精度较低.文中采用非线性滤波方法- Unscented Kalman 滤...     

冲压发动机模型燃烧室低压燃烧性能试验

低压不利于燃烧,从化学动力学角度分析,压力降低导致空气密度降低,化学反应速率降低。用冲压发动机模型燃烧室进行了低压燃烧试验,结果显示：进口压力pin从0.094 MPa变至0.065 MPa,燃烧效率由大变小;压力降低到0.065 MPa时,燃烧室燃烧性能急剧恶化,燃烧极不稳定,随时可能因压力波动或油气参数变化而熄火。无传焰槽时燃烧效率随压力的变化规律与有传焰槽的一致,但燃烧效率相对低一些。     

一个基于Domino B／S模式的政府OA系统的构建

简要介绍了一个政府机关OA系统的实现过程,该系统基于LotusDomino/Notes,采用B/S模式进行开发。在文章前半部分介绍了该系统的整体构架和概貌,后半部分介绍了在Web方式下系统代码的实现、Web界面设计、Web登陆表单设计、用户开户等Web方式下系统实现过程中的一些细节问题。     

某军用飞机＂意外侧滑＂现象分析

介绍了某军用飞机飞行中“意外侧滑”现象的基本情况及影响,全面分析了可能原因;然后从“飞参”数据人手分析了具体原因,提出了有关建议。分析表明,由于该机的“副翼一方向舵”交联方案比较简单,特别是该方案仅用于消除因压杆量变化导致的侧滑,不仅不能消除压杆量变化前已存在的侧滑,反而在客观上起到保持原侧滑角的航向稳定作用,所以某军用飞机的“副翼一方向舵”交联模块实际上并不能完全消除侧滑。其速度500～750km／h内较明显“意外侧滑”由杆位不正或修正性压杆与“副翼一方向舵”交联模块及飞机本身航向稳定性共同导致。鉴于“意外侧滑”存在诸多不利影响,应在某军用飞机单座型和双座型前舱增加侧滑角显示。     

直升机在风切变气流场中的响应特性

为了研究直升机在风切变气流场中的响应特性,基于相关文献,建立了风切变工程化模型。根据旋翼的非均匀入流模型,建立了直升机非线性动力学模型,并利用四阶龙格—库塔法,对某型直升机在风切变场中的飞行特性进行了数值仿真。研究结果表明:样机进入风切变场后,飞行姿态立即出现俯仰震荡、左右摇摆的现象,10 s内,侧倾角的峰值差最大达到了73.14°,直升机下坠的高度为53.19 m,偏航距离为93.79 m。