弹性飞行器动态耦合和控制综合研究

研究弹性飞行器的动态耦合问题，首先导出了非定常气动力作用下的弹性飞行器的纵向运动方程。就简化的非定常气动力数学模型提出了分析气动弹性飞行器稳定性的影响方法，而后对弹性飞行器的动态耦合特性提出了定性的分析方法。并从有效抑制飞行器的弹性振动角度，研究了主动反馈控制、操纵面及陀螺位置的合适选择的协同设计问题。     

开展企业计量监督的探讨与实践

介绍了西南工具总厂在建立质量保证体系过程中及取得认证之后，重视计量管理地位，特别是计量监督纳入质量监督管理事，开展计量监督的探讨与实践。     

固体运载火箭弹道设计与优化

本文针对采用固体火箭发动机卫星的陆基多级固体运载火箭弹道进行了详细的阐述，提出了适合固体运载火箭弹道计算和弹道优化的方法，该方法适用于方案论证和初步弹道计算。     

用离子束辅助蒸发工艺镀制高性能硫化锌红外增透膜

介绍了用离子束辅助蒸发工艺在高折射率锗（Ge）基片上镇制的高性能硫化锌（ZnS）红外增透膜（也称红外减反射膜）及其工艺的研制，通过与常规热蒸发工艺镀制的硫化锌增透膜的性能相比较，证实了离子束辅助蒸发技术对提高硫化锌红外增透膜的光学特性、膜层品质及改变薄膜的结构和应力状态有良好的效果。试验表明用该技术镀制高性能硫化锌红外增透膜能满足长寿命、高可靠卫星红外地球敏感器的使用要求。     

Development of GPS-based attitude determination algorithms

This paper describes two Global Positioning System (GPS) based attitude determination algorithms which contain steps of integer ambiguity resolution and attitude computation. The first algorithm extends the ambiguity function method to account for the unique requirement of attitude determination. The second algorithm explores the artificial neural network approach to find the attitude. A test platform is set up for verifying these algorithms.     

毛细管放电型脉冲等离子体推力器输出特性分析

为了研究毛细管放电型脉冲等离子体推力器输出特性,借助电学诊断手段展开实验研究,获得了推力器典型放电波形,系统研究了不同毛细管内径和施加电压对等离子体等效阻抗、沉积能量效率的影响规律。利用微冲量测量台架,测试了不同参数下毛细管推力器输出元冲量,并通过计算获得了推力器比冲、总体效率的变化规律。实验结果表明,当毛细管内径不断增大时,能量沉积效率不断下降,元冲量下降,比冲降低。主电容电压增大时,放电能量不断增大,能量沉积效率降低,元冲量和单次等效烧蚀质量不断增大,但推力器比冲和总体效率均先增加并趋于稳定。当毛细管腔体长度为16mm,内径3mm,主电容2.5μF,充电电压为2kV时,输出元冲量350.79±7.50μN?s,比冲531s,总体效率可达18.3%。     

航空航天仪表中的图形、图像和符号化测量

从图像、图形和符号化测量的角度对航空航天仪表进行了概述．在此基础上，提出智能航空航天仪表的一种设计思想，以解决困扰航空航天仪表板总体设计数十年的难题：要求仪表显示的参数越来越多、驾驶员负担越来越重的问题．     

基于多机理竞争退化的导弹贮存可靠性分析

远程转换开关、无线电高度表、雷达角自动装置、陀螺仪和弹上电源是影响导弹长期贮存可靠性的关键部件.明确导弹贮存剖面,通过定期检测得到长期贮存条件下各关键部件的特征电压值,然后采用移动标准偏差方法描述了各特征电压值的贮存稳定性水平,并对其进行退化规律拟合求得各关键部件贮存寿命.提炼出10套导弹产品的各关键部件贮存寿命,通过分布假设检验和分布参数辨识,求得各关键部件的贮存可靠度模型,最后根据导弹产品随机性、分散性、多机理竞争特点,分析导弹产品在悲观和乐观情况下的可靠性结果.本文的研究思路和结论能为长期贮存条件下贮存类产品的贮存可靠性评估、贮存维护方案研究提供技术支撑.     

空中最小操纵速度的人机闭环数学仿真计算

空中最小操纵速度V_MC的确定是民机适航符合性验证的一项重要内容,其取值大小是飞机方向舵与发动机布局设计的重要依据之一.基于对飞机空中最小操纵速度的适航符合性验证试飞过程的物理认识,提出了初步确定V_MC的数学仿真计算新方法.根据V_MC验证试飞过程中驾驶员的操纵行为特点,建立了驾驶员的数学模型,进而构建了相应试飞任务的人机闭环飞行数学仿真模型.通过对飞机的V_MC验证试飞过程进行准确的数学仿真模拟,可得到不同验证条件下的空中最小操纵速度.该方法对于指导飞机的方案设计与适航符合性验证试飞等都具有一定的理论指导意义与实际的工程应用价值.     

本生灯层流预混火焰稳定点与熄火机理

采用速度匹配法结合壁面淬熄分析甲烷本生灯层流预混火焰稳定点与熄火机理,得到了贫油与富油状态下火焰稳定点不同的移动规律,定量预测了火焰吹熄特性关系,并通过实验验证.火焰稳定点在本生灯出口附近的边界层中,该处的火焰传播速度与预混气来流速度相平衡;而在边界层中,以火焰稳定点为起点,存在一个可点火区域.随着来流预混气流速的增大或者当量比远离恰当比,这一可点火区域逐渐缩小,直至成为一个点,此时即为熄火的临界状态.通过比较近壁面的当地气流速度与火焰传播速度,并采用非耦合的方法分析壁面淬熄的影响,得到了火焰稳定点的移动规律.在径向上,火焰稳定点随来流速度增大向射流中心线方向移动;在轴向上,随流速增大,贫油工况下稳定点向下游移动,富油工况时则向上游移动.根据火焰稳定点移动规律结合可点火区域分析定量预测了吹熄特性,通过了实验验证,证明了火焰的熄火机理.