翼柱型装药固体火箭发动机燃烧室声场分析

燃烧室的声场特性分析是固体火箭发动机声不稳定研究的一个重要组成部分,建 立了复杂装药结构固体火箭发动机的燃烧室声场特性的计算模型,推导了小振幅三维波动方 程,采用有限元法进行仿真,得到了有喷管潜入段和无喷管潜入段的翼柱型装药结构空腔的 声振频率、振型和小扰动时的频率响应特性,分析表明,小扰动出现在声腔不同位置时,声 压响应均出现在声腔固有频率段上,但是声压幅值有较大差异,喷管潜入段的空腔对基频有 强阻尼作用。     

一种新型碳纤维

聚合物复合材料是一种在可观察性不高的情况下可供选择的材料,但是,如果你用碳纤维作为增强物,则会发生一个问题:碳纤维是导电的并且容易被雷达发现.现在,赫布雷乌大学的研究人员发现了一种可使碳纤维的导电率降低4～5个数量级而达到10~(-1)～10~(-2)cm的途径.在一件作为展品返回的小样品中,通过添加物达到了这个目的.这个方     

低速冲击损伤对复材加筋板压缩性能的影响

对无损伤及含低速冲击损伤的复合材料加筋板进行了压缩试验,分别采用数字图像相关方法（DIC）、电测法对加筋板屈曲后屈曲行为进行了实时测量。试验结果表明：冲击损伤对屈曲载荷、屈曲模态影响不明显,对破坏载荷及破坏模式影响较大;相比于完好加筋板,含冲击损伤加筋板蒙皮纤维损伤沿着横向扩展,导致结构提前破坏,强度降幅达30%。随后,采用软化夹杂法对冲击损伤进行了等效简化,并基于改进的Tsai-Wu准则、二次应力准则建立了复合材料加筋板渐进损伤有限元分析模型,分别对完好及含冲击损伤加筋板压缩后屈曲失效过程进行了模拟。与试验结果相比,预测的屈曲载荷误差小于1%,破坏载荷误差小于6%,屈曲模态、失效过程及破坏模式均与试验结果一致。最后,基于有限元分析方法讨论了蒙皮上冲击损伤位置对加筋板压缩性能的影响,分析得出：冲击损伤位置对屈曲载荷、屈曲模态影响较小,对破坏载荷和破坏模式影响较大,特别是当冲击损伤位于长桁帽底蒙皮波谷时引起的强度降幅最为显著。     

飞机壁板复杂载荷试验技术

针对火星表面低温大气环境下多层隔热组件隔热性能大幅衰减、不能满足火星车保温需求的难题,提出了一种新型、高效、轻质纳米气凝胶隔热装置设计方法,采用在真空和火星大气环境下导热率极低的纳米气凝胶为隔热材料,通过基于低导热复合材料的盒盖式局部支撑封装、气凝胶与结构间填充缓冲泡沫进行多余物过滤、铺设反射屏进行辐射漏热隔离、开设排气孔等设计方法,解决了力学性能增强、多余物控制、辐射漏热隔离、快速泄复压等工程应用难题,成功完成纳米气凝胶在祝融号火星车的工程应用。地面试验测试结果表明,1 400 Pa、二氧化碳气氛、25℃时纳米气凝胶隔热装置总导热系数低至0.008 0 W/(m·K),有力保障了祝融号火星车舱内设备在零加热功率补偿条件下在轨温度仍处于允许范围内。火星车纳米气凝胶隔热装置总质量为5.95 kg,仅占火星车总质量的2.5%。     

铝合金钎焊接头的抗腐蚀性

介绍了钎焊接头的抗腐蚀性，即孔蚀成长速度受从外部钎焊表面到母材内部的电位分布支配，正梯度分布抗腐蚀性好，相反抗腐蚀性差，钎焊接头母材中Cu和si等对电位的影响比较大。在钎焊加热过程中如存在扩散活性较强的元素时，也影响钎焊接头的抗腐蚀性。     

基于因子图的无人机视觉定位方法

当前多用途无人机主要依靠全球导航卫星系统（GNSS）和惯性测量单元（IMU）的组合导航实现高精度定位，然而在强电磁干扰以及各类复杂环境GNSS拒止等情况下，该定位模式面临失效的风险。为探索一种GNSS拒止环境下的导航定位手段，对视觉导航方式进行了研究，针对无人机小交会角条件下视觉定位存在高程方向交会精度差、绝对尺度信息缺失、累积误差无法消除和定位轨迹不连续等问题，提出了基于因子图融合影像匹配和视觉信息的光束法平差方法，解决了无人机小交会角下的自主绝对定位问题。     

超高速撞击声发射信号在Whipple结构中的传播时序特性研究

为研究屏/舱声发射信号传播时序特性,以典型Whipple防护结构为例,利用二级轻气炮对其进行超高速撞击实验。首先,利用独立于靶件的“遮挡板”阻挡弹丸击穿前板形成的二次碎片云撞击后板,利用布置在前、后板特定位置的超声换能器采集单纯的前板声发射信号,分析信号模态特征,结果表明：前板信号主要包括S0、A0和S2等三种模态板波,经圆柱支撑构件传播进入后板之后,全部转换为A0模态板波。在此基础上,建立了屏/舱声发射信号到达时序预测公式。其次,撤除遮挡板,利用布置在后板特定位置的超声换能器采集前、后板信号的混叠信号,分析两种信号的到达时序并与预测结果进行对比,结果验证了达时序预测公式的有效性。     

基于截断最小二乘和半正定规划的空间非合作目标相对位姿估计

面向空间在轨服务、碎片清除重大应用需求,围绕空间光场复杂、空间目标尺度变化及相对姿态与位置强耦合等难题,提出一种基于截断最小二乘与半正定规划的空间非合作目标相对位姿估计方法。基于TOF相机,首先进行体素下采样,提取快速点特征直方图（Fast Point Feature Histograms, FPFH）特征,考虑目标的局部几何结构尺寸,计算两组FPFH特征的相似度并预测特征之间的对应关系,采用截断最小二乘和半正定规划方法对姿态、位置进行解耦,实现空间非合作目标相对位姿估计。使用非合作目标的3D模型进行仿真验证,仿真结果表明：该方法在三种不同高斯噪声强度下具有较好的估计特性,为后续的工程应用及在轨任务实施提供理论与技术支撑。     

基于MEMS器件的弹载小型惯性测量设计与标定实验

针对弹载惯性测量装置小体积、低功耗的应用需求,研制了基于16488的弹载惯性测量装置,应用六位置正反转方法在三轴速率转台上对测量装置进行模型误差系数标定。实验结果表明,应用标定后的模型误差系数对原始输出数据进行补偿后,姿态测量精度得到大幅提高,能满足弹载姿态测量精度需求。