NEPE推进剂激光点火特性

采用CO2激光点火系统，研究常压下NEPE推进剂中AP在点火过程中的作用，以及AP的表面积，燃速催化剂，初温，热流密度等因素与点火延迟时间的关系，结果表明：与HMX相比，AP是缩短点火延迟时间的主要因素，初温对点火延迟时间的影响程度取决于热流量的大小，存在着所谓的“拉平效应”。而降低AP粒度，提高AP表面积，在初温大于15℃时，有利于缩短点火延迟时间，而在小于15℃时则相反，适当的添加燃速催化剂也有利于缩短点火延迟时间。     

空中受油管尾流特性研究

空中加油能力几乎已成为现代战斗机必备的标志之一，本文是针对某机加装固定式受油装置后座舱内出现的飞行员难以忍痛受的噪声开展攻关研究的成果，研究对象为固定式受油装置的关键部件-受油管，文中就圆形和两种流线型剖面的受油管尾流特性开展了理论，试验和空测对比研究。     

二维编织C/SiC复合材料板疲劳损伤分析

为探索复合材料损伤的基本规律,首先,基于损伤力学,结合Tsai-Hill强度理论,提出了表征二维编织C/SiC复合材料损伤各向异性的损伤演化方程;然后,在商业有限元软件ANSYS环境中进行了二次开发,形成了考虑材料刚度随损伤折减的损伤模拟程序;其次,对二维编织C/SiC复合材料板模型进行了损伤模拟分析,结果表明材料损伤过程中应力与损伤度对单元破坏起共同作用;最后,对损伤演化方程的形式提出了讨论与改进,并通过模拟计算揭示了复合材料在损伤驱动力及材料特性作用下损伤呈现各向异性演化的特征,说明材料各向异性损伤是其材料特性及受载形式产生的必然结果。      

砂型转移涂层制备工艺研究

本文从涂料配制、砂芯制作到微波加热固化，对涂层转移机理、涂层特性及其影响因素进行了探讨。浇注试验表明，转移涂层砂型浇出的铸件尺寸精度及表面质量与熔模铸造相当。     

切削过程优化问题的边界极值解法

本文首先讨论切削过程优化问题目标函数的极值问题,并完成切削过程优化问题目标函数无极值的证明,给出了在刀具耐用度满足泰勒公式条件下的特例证明。在此基础上提出了该类问题的边界极值解法,把两维空间内的求极值问题转化为一维问题求解,大大减小了计算量。本文还讨论了边界极值求解方法在计算机实现过程中若干问题,包括约束分类方法、约束边界的组合方法、约束边界在计算机内的表达方式等问题。本文最后给出了一个应用边界相比求解的实际例子,并与采用传统的数学规划求解方法进行了比较。结果表明,两者计算结果一致,采用边界极值法的计算速度比数学规划方法提高了一个数量级。     

涡轮盘低循环疲劳可靠性设计方法

基于现有疲劳试验数据,建立了涡轮盘材料GH4133合金的循环应力-应变概率模型,并提出涡轮盘低循环疲劳可靠性设计方法。以有限元分析软件ANSYS为平台,利用APDL语言进行了涡轮盘3维参数化建模;通过灵敏度分析确定了涡轮盘结构概率分析中的主要影响参数;通过涡轮盘结构低循环疲劳可靠性分析和关键结构几何参数的反复修改,满足了涡轮盘的疲劳可靠性设计指标。该方法可为发动机其他关键结构的疲劳可靠性设计分析提供参考。     

军事计量技术现状及发展趋势

介绍了国内外军事计量技术的发展现状,分析了我国装备保障的发展对军事计量的新要求,提出了军事计量面临的主要问题及需要突破的关键技术,对军事计量保障的发展趋势进行了预测,并构建了＂多元融合＂智能计量保障参考模型。     

机动双基地武器定位雷达的动态探测能力

提出了将采用机载机动式接收机的双基地雷达概念用于火炮定位。这种概念性系统的性能取决于有足够的飞行时间对炮弹进行跟踪，以精确测定完事的弹道。给出了各种双基地配置及雷达和目标参数的动态覆盖范围和飞行时间的探测结果。为了便于分析，完成了对二维双基地雷达的计算机模拟。数学模型采用双基地RCS数据模拟真实目标反射特性。事实证明，采用单个机动式接收机的双基地雷达系统在执行大范围监视任务中非常有效，可替代现役的单基地雷达系统。对系统的潜在改进进行了讨论。     

欧洲再入大气层试验飞行器

欧洲再入大气层试验飞行器是简单的不载人座舱式飞行器。它将随“阿里安5”火箭的第二次鉴定飞行发射升空。这是欧洲载人航天计划中的重要一步,旨在试验航天器返回地面的全套回收技术、获取在再入大气层阶段的各种参数,为正式设计载人飞船提供依据。文中对这种试验飞行器的总体及试验测量技术作了简要介绍。     

基于约束运动理论的航天员舱外救生中的姿态运动控制

航天员舱外救生或作业时相对母体航天器经常要进行大角度姿态机动或姿态保持,利 用欧拉四元数描述姿态无奇异性且冗余度小。然而航天员舱外调姿时通常含有一定的约束或 是沿着某种预定轨迹,而且欧拉四元数在计算过程中可能发散。基于Udwadia和Kalaba 提出的约束运动理论,分析了航天员和航天器的相对姿态的描述方法,直接用四元数对航天 员的姿态进行动力学建模,将四元数2范数为1的约束加入到动力学方程里。利用该约束运动 理论推导和仿真了航天员姿态欧拉角奇异时的姿态跟踪控制方法。该控制方法对航天员肢体 变化引起的转动惯量等参数的改变具有鲁棒性,能通过平衡解稳定参数的选取方便地对控制 系统的性能进行调节,且计算量小。