航天产品实施通用化、系列化、组合化有关问题的研究

阐述了在航天产品研制中全面实施“三化”是以最少人力、最低成本、最短研制周期满足最可靠产品的重要途径和手段,分析了目前航天产品实施“三化”存在的主要问题及原因,探讨了实施的基本思路,从意识形态、组织机构和政策倾斜等方面提出了加强“三化”工作的对策。     

液冷头盔致冷效能的医学研究

在45℃高温条件下,应用液冷头盔给10名被试者的头颈部致冷,散热效能较高,可带走安静时30.9％～48.3％的代谢产热。降低身体的热蓄积,减少出汗,减慢心率、直肠温度和皮肤温度的上升速率。对头颈部致冷可降低身体的热紧张度50％～70％,明显改善对温热的舒适感觉。同时表明,致冷液温、流量及液流走向,对致冷效能均有显著影响。为液冷头盔及致冷装置的设计,提供了医学实验依据。     

不同氧化剂对丁羟(HTPB)推进剂老化性能影响的研究

本文研究了不同氧化剂对丁羟(HTPB)推进剂老化性能的影响.实验结果表明:随着推进剂老化时间的延长,最大拉伸强度增加,伸长率降低,邵氏硬度升高,失重百分数略有下降,而相对交联密度也上升.由此可以得出结论:热稳定的、产物氧化性弱的氧化剂,对于提高丁羟推进剂的老化性能是有益的.本文进一步用热重分析方法和红外光谱法对上述结果作了验证,并对丁羟推进剂的老化机理进行了初步探讨.     

综合飞行/推力控制系统的智能设计

在介绍正规矩阵参数优化方法和着舰导引控制系统的基础上,为提高舰载飞机的操纵性能,采用智能设计软件IntelDes3．0设计了具有鲁棒性的着舰飞行,推力综合控制系统。基于飞机纵向非线性运动方程的数值仿真结果表明,设计的控制系统对阶跃输入的响应性能良好,鲁棒性较强。     

倾转旋翼机短舱倾转机构动力学仿真分析

研究倾转旋翼机短舱倾转机构在短舱从固定翼模式运动到直升机模式过程中的动力学特性具有重要的意义.在短舱倾转机构传力分析及运动学分析的基础上,应用LMS Motion建立了短舱倾转机构多体动力学仿真模型,定义短舱倾转机构的各构件及其属性,创建各构件之间的运动副,定义运动机构驱动,创建外力和力矩以模拟真实的工况,得到并分析短舱和丝杠的主要运动参数曲线以及机构主交点的受力变化情况.结果表明:丝杠与短舱连接点处作用力随短舱的仰角增大先减小再增大,短舱与机翼支点处作用力随着短舱的仰角增大而逐渐增大.研究结果可为倾转旋翼机短舱倾转机构的参数确定提供参考.     

导弹复合材料立尾的动力特性分析

对Ｈｅｌｌｉｎｇｅｒ－Ｒｅｉｓｓｎｅｒ变分原理进行了详尽论述。依据该变分原理推导了基于折线假设的复合材料层板元素的刚度矩阵，复合材料面板蜂窝夹芯元素的刚度矩阵。在形成元素刚度矩阵时，在子域一极求逆节省大量机时。介绍了动力特性的分析和试验方法。运用Ｈ－Ｒ元素计算了导弹复合材料立尾的动力持性，取得了满意的结果。     

几种流体壁面剪切力测压管的性能研究

对四种壁画型流体剪切力测量差压计Ｓｔａｎｔｏｎ管，Ｋ型管，穴型管，及微孔表面差压管在湍流边界层条件下进行试验并对其结构特点进行比较后表明，这四种差压计具有相同的特征，所测量的区差均为流量动量变化所致，其流体剪切力可以表示为τ＝Ｃ△Ｐ￣ｎ，为避免对标定数据过于繁复的多段拟会，并使差压计能在较大测量范围内保持拟合公式的精度，各类差压管在与固体壁画铅垂方向上的尺度值应尽量低，微孔表面差压管结构复杂，灵敏度低，但它具有线性特性。     

阻拦着舰过程中飞行员颈部的损伤分析与预测

针对舰载机飞行员在阻拦着舰过程中因受到较大的阻拦载荷而导致颈部疼痛发病率较高问题,采用有限元方法开展了持续过载条件下飞行员颈部的生物力学响应研究。基于CT扫描图像,运用Mimics对头部及C1-T1椎体进行三维重建,利用Geomagic Studio进行曲面构型,运用Hypermesh和ABAQUS建立有限元模型,并在ABAQUS中计算各椎体及软组织的应力应变情况,结合损伤评价判定准则——NIC和N_ij对飞行员颈部损伤情况进行分析和预测。结果表明:有限元模型动力学响应与静态和动态实验结果基本吻合,验证了模型的准确性和建模方法的可行性;关节囊韧带拉伸较其他韧带更长,易造成拉伤或松弛,长期训练会造成韧带受损、椎间盘突出和颈椎失稳等疾病;C4-C5椎间盘的应力均值大于C5-C6椎间盘,因此,该部位更容易造成损伤,应强化保护;颈部危重及以上损伤的概率仅为6.07%,即造成椎骨和脊髓损伤的可能性很小。研究结果可为飞行员颈部保护装置、对抗措施和飞行训练方法的设计与改进提供理论支撑。      

基于在轨组装维护的模块化深空探测器技术进展与应用研究

在轨组装与维护是航天器在轨服务技术的基本内容,而模块化设计则是实现航天器在轨组装与维护的一项主要支撑技术。调研总结了国外深空探测领域模块化航天器设计以及在轨组装与在轨维护实施的技术进展,主要包括模块化地外行星着陆探测器、大型在轨组装深空探测器、布置于SEL2(Sun-Earth Libration 2)等轨道的超大型在轨组装空间望远镜系统等,分析了深空探测器领域应用模块化设计实现在轨组装与维护的关键技术要素。针对深空探测航天器长寿命、高可靠、特殊推进系统及其设备配套等技术特点与需求,提出一种应用在轨组装与维护技术的火星多任务探测器系统设想,介绍了探测器系统的任务架构、基本组成、轨道策略等,为我国深空探测技术发展以及新型深空探测器研制提供参考。     

航天器舷窗玻璃超高速撞击损伤与M/OD撞击风险评估

用北京卫星环境工程研究所的18mm口径二级轻气炮(TLGG)和20 J激光驱动微小飞片装置(LDFF-20)对用作航天器舷窗玻璃的熔融石英玻璃的超高速撞击损伤特性进行了实验研究和分析.其中,TLGG发射的球形铝弹丸直径分别为1 mm和3 mm,速度2～6.5 km/s;LDFF-20发射的圆柱形飞片厚度7 μm,直径1 mm,速度1～8.3 km/s.撞击结果为:对12 mm厚的熔融石英玻璃,直径为3mm的弹丸甚至在2.8 km/s的低速下就将其穿透,而直径为1 mm的弹丸在6.5km/s的高速下没有穿透,这说明弹丸直径对撞击损伤特性有很强的影响;LDFF-20发射的微小飞片的撞击仅在玻璃表面产生很浅的凹坑,没有裂纹产生,但微小飞片的累积撞击损伤明显地降低了玻璃的透光性.实验初步获得了侵彻深度PC、侵彻直径D1与弹丸撞击速度Vp、弹丸质量Mp之间的经验关系.依据实验结果和目前的微流星体/空间碎片(M/OD)环境工程模型,建议对于高度为400 km、轨道倾角42°、寿命为3年的典型航天器,其舷窗玻璃的临界安全(非穿透)厚度至少为12mm.