圆形复合材料易碎盖定向分离

研究了复合材料易碎盖分离体定向抛出的策略。通过改变局部薄弱区搭接厚度和保持部分分离体与法兰边不刻断两种方式控制薄弱区强度,设计了4种不同薄弱区结构分布形式的复合材料易碎盖。对于薄弱区采用了可失效的弹塑性本构建立了不同薄弱区结构分布形式的复合材料易碎盖的有限元模型,并进行了冲破过程的数值仿真。根据数值仿真结果制作了其中两种结构形式的易碎盖并进行了模拟冲破试验。计算与试验结果表明了通过改变薄弱区的强度实现圆形复合材料易碎盖侧抛方案的可行性。     

直升机应急气囊充气及冲击着水过程数值分析

针对应急气囊充气展开过程以及直升机应急气囊冲击着水过程进行了数值模拟,得到了不同充气速率下气囊展开过程中内部压力分布情况,并根据气囊内压力变化规律,将气囊充气展开过程分为线性膨胀、深度膨胀和过度膨胀3个阶段,其中最大安全压力可为智能化充气控制提供阀值选择依据。同时,冲击着水受力状态和速度特性数值模拟结果与实验一致,可以用于应急气囊的工程设计。     

星载行波管电源的热设计及热分析

文章对一种国产的、用于星上行波管电源所存在的热问题进行了讨论,分析了影响设备内部温度水平的关键因素,基于机、电、热一体化的思想提出了热设计方案,并通过计算机辅助技术,对方案进行了热分析仿真验证。     

一种Ka频段波导微带鳍线转换结构

为使波导微带转换的尺寸和性能更优,采用HFSS高频仿真软件里的样条曲线做波导微带转换的鳍线渐变曲线,使波导微带转换的过渡长度与采用其他渐变曲线在相同指标情况下相比更短一些。转换模型中的介质基片向标准矩形波导宽边两侧延伸四分之一波长并在其上各打一行孔径和间距合适的金属填充通孔,这样既便于固定基片,又能提高鳍线电路的隔离度。使用HFSS软件对该模型进行仿真优化分析后的结果为：在28．5～39GHz频带内得到大于25dB的回波损耗和小于0．1dB的插入损耗,基本达到预期目的。     

N中连续取k好可修系统的模糊可靠性

在假定关键部件具有较高的修理优先权的条件下,讨论了具有1个修理工的可修n中连续取k好系统.利用马尔可夫过程对系统的各状态进行分析,得出了系统各状态的概率.然后利用基于模糊状态的可靠性理论,通过定义系统各状态对模糊成功的隶属函数,得到了可修n中连续取k好系统的模糊可靠性指标的计算公式,并比较其结果与传统可靠性理论的不同之处.模糊可靠度可以反映系统中工作部件的数目对系统性能的影响,它全面刻画了系统的可靠性行为.最后给出了计算示例说明算法.     

挠性加表摆片批产高精度保证技术

针对批产加工中高精度薄壁摆片变形大,形位精度难以保证设计要求问题,通过采取减少薄弱部位装夹次数,严格控制装夹方式,对关键技术进行有限元深入分析,优化加工参数,调整配合孔轴位置尺寸等多种技术措施,最大程度减少了整个工艺过程中对基准精度的破坏,避免了配合极限效应的产生,提高了加工合格率,保证了批产高精度和装配互换性要求。     

激光成像系统实验研究

为解决激光脚点（laser footprint）在光学图像中的定位问题,建立分析模型,构建了集成激光测距机和CCD摄像机的实验室激光成像系统;通过实验,对采集的数据进行了图像配准和融合,反演出被测目标三维图像,包含了被测目标高程与灰度信息。     

卫星系统频谱分析方法研究及应用

文章讨论了复杂卫星系统的频谱分析思路和方法,通过对卫星射频系统的工作频段组合的线性计算,可以找到如谐波、互调等非线性干扰所引起的潜在电磁兼容问题。介绍了用LabView平台开发的一个频谱分析软件及其在具体型号中的应用界面,将已知的卫星射频分系统的一些收发设备相关频率信息输入该软件中,可以计算出各收发设备之间可能存在的干扰对。     

多乘员弹射指令系统延迟时间仿真计算

 指令系统延迟时间的计算尚无明确有效的方法,大多依靠实验和经验来确定。为给某型飞机指令系统设计提供依据,减少实验次数和费用,提出风险系数法,通过比较风险系数大小来计算指令系统延迟时间。计算表明,“0 0”弹射是计算延迟时间的决定性条件,其他条件则不起决定性的影响,而且,单纯依靠延迟时间不能达到有效的发散效果,还必须配备轨迹发散系统。通过与发散火箭的优化组合,该型飞机指令系统延迟时间为125 s和135 s,发散火箭总冲110 N·s,作用时间50 ms。此外,并列乘员火箭包燃烧尾焰灼伤风险很小,与实验结果相符。通过与相关数据的对比,该方法能够为多乘员弹射指令系统的设计提供有效的参考依据。     

月地转移轨道快速设计方法

月地转移轨道设计一般分为初步轨道设计和精确轨道设计.其中,初步轨道设计的准确性是确保后续精确轨道设计收敛的关键.提出了一种基于Lambert算法的月地转移轨道快速设计方法.以出月球影响球的时刻、位置和速度为中间变量,将轨道分为地心段和月心段分别进行计算.将探测器飞出月球影响球至指定再入点的地心段轨道简化为一个Lambert问题进行求解,提出了通过牛顿迭代法求解月地转移轨道Lambert问题的方法,避免了Lambert问题求解时大量的超几何函数和级数计算,提高了计算效率.在月心段轨道的快速计算中,提出了根据探测器出影响球速度矢量、月球停泊轨道倾角和近月点高度计算月心双曲线轨道根数的新方法.通过迭代计算,使得两段轨道在月球影响球处的位置和速度连续,从而获得一条完整的满足两端约束的双二体月地转移轨道.该方法计算速度快,精度相对较高.计算结果可以作为后续精确轨道设计的初值.