模拟失重对心血管自主神经调节功能的影响

载人航天或模拟失重后，航天员会出现运动能力与立位耐力降低，其发生机理与多种因素的改变有关．为进一步验证这种变化与中枢神经系统调节功能障碍的可能相关，本文研究模拟失重过程中心脏与外周血管自主神经调节功能的动态变化及与卧床后立位耐力降低的关系．结果表明，6名被试者的HRV谱的总功率（TP）及低频（LF）、高频（HF）成份均减少，而LF：HF比值在卧床后期有增大趋势．卧床后HUT初始6min所有被试者心率明显快于卧床前的相应值．说明模拟失重后心脏迷走神经反应与外周血管交感神经活动水平降低，心脏交感神经活动水平逐渐升高．但卧床后HUT时心血管自主神经调节反应基本正常．     

间冷循环燃气轮机相似准则及性能修正方法

为准确预测不同环境条件下间冷循环燃气轮机的性能，提出了一种基于相似理论的燃气轮机性能修正方法。基于白金 汉定理推导了间冷循环燃气轮机相似准则，给出了海水流量、一次水流量和海水温度对应的相似准则数；针对间冷循环燃气轮机 相似准则建立过程中因假设带来的误差问题，采用指数修正的方法提高相似准则数精度；分析了实际间冷循环燃气轮机运行不相 似对性能参数的影响；在此基础上，构建了间冷循环燃气轮机性能修正预测公式，并分别采用小偏差方法和拟合方法获得修正公 式中的系数项。结果表明：所提出的相似准则数具有较高的计算精度，其中热效率计算最大误差不超过1%，动力涡轮出口温度计 算最大误差不超过0.3%；基于拟合的性能修正方法可将不同环境条件、不同工况下的间冷循环燃气轮机性能计算误差修正到1% 以内，具有较好的性能评估能力，可满足间冷燃气轮机性能评估需求，对间冷燃气轮机的研制和试验工作具有重要意义。     

固定燃油消耗的最大航程飞行隐函数法分析

在建立飞机垂直剖面运动方程的基础上,提出了满足性能指标约束条件的求解飞机最大航程的隐函数法。该方法以航程为性能指标,导出了在固定燃料的情况下最远航程的必要条件,进而解出了符合这些必要条件及终端条件的参数。数字仿真结果表明,应用隐函数法解得的终端参数都能够准确地达到预设值。     

深空站站址纬度选择问题的分析

探讨了深空站站址纬度选择问题,从测控通信覆盖和深空站大口径天线的工作性能2方面,分析深空站纬度位置选择的原因并得出了最佳结论,对我国深空站的站址选择提出了建议。     

试验质量监督模式研究

通过对航空产品试验现状及存在问题的分析，结合相关故障处理的工作实践，对航空产品的试验方法及军事代表的质量监督模式进行了研究，提出了改进质量监督模式的建议。     

测控信息自动监视报警系统的研究与开发

从测控任务实际出发,对测控站测控信息异常情况进行总结和分类,提出了科学、合理的数据异常判决方法。开发了测控信息自动监视报警系统,对测站测控信息进行实时监视、显示和异常情况报警,并将语音报警提示接入测站调度系统,实现了对测站测控数据的全程自动监控。     

同轴电缆长度的测量

本文介绍了一种利用真实复现电流在导线中传播时间的方法对电缆进行长度测量。此方法科学、简单、实用。经实践证明，使用该方法对电缆进行长度测量，工作稳定，测量准确可靠。     

星载大口径反射器组件双向调节低应力装配胶接技术

大口径高精度反射器天线是夺取制信息权和制天权卫星的核心单机,其性能直接影响到数据反演的精度和准确度.大口径高精度反射器的性能核心指标在于反射面成型精度及反射面型面精度稳定性两方面,目前大口径高精度反射器研制的精度指标仍存在不稳定问题.文章提出了一种型口径大于1.5 m的星载大口径高精度反射器的低应力胶接装配技术.通过设计一种双向自由调节装置,保证反射器本体型面自由支撑状态下,通过调节背部接口,完成组件装配,最大限度降低反射器本体型面受力,降低反射器组件装配过程受力对型面精度的影响,确保反射器成型型面的高精度成型,实现反射器组件的低应力胶接装配.最终产品型面精度相较于本体精度,仅降低了不到0.012 mm r.m.s,相较于传统大口径高精度反射器胶接装配型面精度损失达0.03 mm r.m.s以上,该技术方法对高精度反射器成型具有显著提高.     

再入航天器防热层/金属结构热匹配评价方法研究

概述了在轨温度交变环境下再入航天器防热层/金属结构热匹配的3种评价方法———温度交变试验、热应力理论计算和有限元模型分析。结合工程实际,介绍了3种方法的应用情况和应用特点:温度交变试验可以定性研究温度交变环境及胶层厚度对结构热匹配特性的影响;热应力理论计算能够在一定程度上量化结构热应力等结果;有限元模型分析可以获得结构任意时刻、任意位置的热应力与热变形的量化数据,具有较大的应用优势。通过对比分析,建议采用温度交变试验与有限元模型分析相结合的方法,以实现防热层/金属结构热匹配特性的准确评价,最终验证防热结构方案设计的合理性。     

超燃冲压发动机性能的准二维计算方法

为了能在双模态超燃冲压发动机流道方案初步论证中提供一种较快速的发动机性能计算方法,在二维N-S方程基础上,引入一维完全燃烧计算方法,提出了预估超燃冲压发动机性能的准二维计算方法.该方法能够计入激波、边界层分离等对发动机性能的影响,可在较短时间计算出整机推力、比冲性能和沿程热力学参数.通过对自由射流发动机计算,验证了此方法.并在此基础上,初步分析了燃料喷注位置和流道构型对发动机性能的影响.