热分析法研究ADN与推进剂组分的相互作用及相容性

用高压差示扫描量热法( PDSC),研究了ADN(二硝酰胺铵)与推进剂的粘合剂、固化剂、增塑剂和高能填料的相互作用及相容性。结果表明,ADN与PEG、TDI和HDI二元混合物的分解温度比ADN的分解峰温低16.3~26.9℃,混合体系相互作用危险,相容性差;ADN与NG-BTTN、TEGDN、Bu-NENA和HMX二元混合物的分解温度略高于ADN的分解峰温0.5~7.5℃,对应混合物的分解温度比NG-BTTN、TEGDN、Bu-NENA和HMX的分解温度低5.9~14.4℃,混合体系的相互作用较为敏感;ADN与GAP、PBT、PET、IPDI、N-100、NG、TMETN、BDNPA-F和Al二元混合物的分解温度与各单组分分解温度差小于2℃,上述组分相容。     

3,5-(硝氨基)-1,2,4-三唑肼盐的热行为研究（英文）

利用TG-DTG、DSC技术详细研究了3,5-（硝氨基）-1,2,4-三唑肼盐（HDNAT）的热分解过程、分解反应动力学及其与HMX、RDX、NC、NG、吸收药（NC+NG）、DINA、DNTF和铝粉等含能材料的相互作用和相容性。研究结果表明,在160²30℃温度范围内,HDNAT的分解过程存在一主一次两个放热分解过程,在DSC曲线上表现为一个明显的放热峰和一个3肩缝;HDNAT的热分解符合"成核增长"历程,分解反应机理函数为dα/dt=10^19.8（1-α）[-ln（1-α）]^3/5 e^-22.2/T.,其分解反应活化能Ea=184.8kJ·mol^-1,指前因子A=1019.4s^-1;HDNAT与DINA和NDTF之间存在明显的相互作用,与之不相容;与RDX之间有微弱的相互作用,相容性较差;与HMX、NC、NG、（NC+NG）和Al之间不存在相互作用,相容性良好。     

基于天线驱动组件的多体卫星MIMO控制及稳定裕度应用研究

针对两输入两输出的多体卫星控制系统,采用工程中的天线驱动组件为天线转动提供驱动力矩,在天线小角度机动条件下,对此线性模型采用多变量频域设计法中的序列回差设计技术,设计卫星本体俯仰姿态和天线转动的多输入多输出(MIMO)控制器,利用Nyquist稳定判据证明系统的稳定性.在此基础上分别利用回差阵奇异值法和逆回差阵奇异值法计算MIMO控制系统的稳定裕度,将两种方法所得结果相结合以减小稳定裕度计算的保守性,最后通过数值仿真验证了控制算法和控制系统稳定裕度结果的有效性.     

含硼富燃料推进剂点火特性

采用CO2激光点火装置研究了常压及亚大气压强下点火能量、组分含量变化等对含硼富燃料推进剂点火延迟时间的影响。结果表明,在所研究压强范围内,提高压强有利于含硼富燃料推进剂的点火;含硼富燃料推进剂中添加铝粉不利于含硼富燃料推进剂的点火性能改善;随高氯酸铵含量增加,含硼富燃料推进剂的点火延迟时间略有降低。     

含镁铝富燃料推进剂低压燃速规律研究

以成熟的含镁铝富燃料推进剂配方为基础选择制备推进剂的候选物,制备出均匀性和稳定性良好的含镁铝富燃料固体推进剂,并对影响该推进剂的燃速不确定度的因素进行了初步分析.结果表明,所制备的含镁铝富燃料推进剂燃速具有较好的均匀性和稳定性,其扩展不确定度小于2.0(k＝2).     

POM对无烟XLDB推进剂热行为和燃烧性能的影响

为了分析POM(共聚甲醛)降低无烟XLDB推进剂在1～5MPa内燃速的原因,分别测量和分析了含和不含POM的推进剂样品的PDSC(高压热分解)特征量,燃烧波及火焰结构的变化。通过实验发现POM在1～5MPa下使ΔH(推进剂的分解焓)减小265～214J/g;POM在1MPa,5MPa下使推进剂的燃面温度分别由481℃和628℃降至433℃和569℃;理论计算表明:POM在10MPa下使推进剂的爆热、燃温分别由4418.4J/g,3031K降至4397.4J/g,3015K。结果表明,POM对无烟XLDB推进剂的热分解及燃烧过程有明显的抑制作用,这一作用可能降低无烟XLDB推进剂在1～5MPa范围内的燃速。     

高氯酸铵粒度对AP-CMDB推进剂热分解特性的影响

利用热分析—质谱和红外联用法、高压差示扫描量热法研究了高氯酸铵(AP)粒度对AP-CMDB推进剂在0.1 MPa(常压)和1.0MPa压强下的热分解过程。结果表明,含不同粒度AP的AP-CMDB推进剂的热分解过程存在明显的差异,含大粒度AP(d50=96.8μm)的推进剂在常压和1.0 MPa下的热分解过程均出现了AP单体的高温分解阶段,含小粒度AP(d50=12.4,8.5和1.0μm)的推进剂在高压下均仅表现出一个快速分解阶段;AP-CMDB推进剂分解过程中的气体产物主要包括NO2,NO,N2O,CO2,CO,O2,N2,H2O,HCHO和HCl。     

基于自适应SRCKF的空间非合作目标实时轨道确定

针对天基测角对非合作目标跟踪定轨的动力学模型简化误差问题,提出一种基于非线性预测滤波和SRCKF(Square Root Cubature Kalman Filter,平方根容积Kalman滤波)的自适应滤波方法.采用考虑地球J2摄动影响的轨道动力学模型作为状态方程,在跟踪滤波过程中,用NPF(Nonlinear Predictive Filter,非线性预测滤波)对动力学模型进行实时修正,利用SRCKF对修正后的动力学模型进行状态估计.将该方法应用于高轨航天器对非合作低轨目标的实时测角定轨任务中,进行数字仿真,仿真结果证明,该方法相比传统的滤波方法具有更高的精度、更强的鲁棒性和稳定性.     

移动粒子半隐式方法GPU加速的双股射流撞击雾化模拟

为实现双股射流撞击雾化过程的高效数值求解并探究射流速度和撞击角度对雾化特性的影响规律,实现了移动粒子半隐式方法（MPS）GPU加速的双股射流撞击雾化模拟。GPU加速程序的最大加速比为16,取得了较好的加速效果。将GPU加速MPS方法应用于典型工况下的双股射流撞击雾化模拟,成功捕捉到了多尺度的液膜形成、液膜破碎成液丝继而破碎成液滴的瞬态过程,模拟得到的液膜破碎长度及雾化角度与试验较为吻合,误差分别为11.7%和0.5%,验证了GPU加速MPS方法在双股射流撞击雾化问题中处理能力。参数化分析了射流速度和撞击角度对液膜破碎长度、雾化角度及一次雾化液滴索尔直径的影响。结果表明撞击角度增加或者射流速度增加均会导致液膜破碎长度减小、雾化角度增加、一次雾化液滴索尔直径减小。     

微半球谐振陀螺技术研究进展

微半球谐振陀螺是一种基于MEMS工艺实现高精度谐振结构制造,进而实现角速率或角度信号测量的新型振动式陀螺。该技术既有望继承传统半球谐振陀螺高精度、长寿命等优点,又兼具了微型化的技术优势,具有极大的发展潜力。目前,微半球谐振陀螺技术处于起步阶段,对其的研究重点主要集中于高精度谐振结构的制造技术。介绍了多种微半球谐振陀螺的制造方法,分析了其技术特点,并结合国内外微半球谐振陀螺技术的发展现状,对其未来发展趋势进行了阐述。