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241.
复合材料结构已被广泛应用于航空航天领域,为了研究复合材料在不同湿热环境下的力学性能,分别对低温干态(CTD)、室温干态(RTD)和高温湿态(ETW)三种环境下的某型聚酰亚胺复合材料层压板进行拉脱试验,并对RTD 试验过程进行仿真分析;通过试验获得两类典型铺层的拉脱强度与破坏模式,并利用有限元仿真预测失效载荷。结果表明:某型聚酰亚胺复合材料具有优异的热稳定性,CTD 环境下复合材料的拉脱强度较RTD 环境下的拉脱强度提升8.1%~9.0%,ETW 环境下某型聚酰亚胺复合材料的拉脱强度与RTD 环境下的拉脱强度相当;(30/60/10)铺层的拉脱强度略高于(50/40/10)铺层。 相似文献
243.
FY-2C卫星太阳X射线探测器性能定标 总被引:5,自引:0,他引:5
通过具体的实验对FY-2C太阳X射线探测器进行了详细的定标.太阳X射线探测器的传感器采用充Ar气的正比计数器.主要探测能量大于4 KeV的太阳X射线流量.在坪特性、效率、正比性、能道划分、能量分辨率和时间分辨率等6个方面详细介绍了定标的方法及结果.定标结果表明,FY-2C卫星的太阳X射线探测器在各个方面都具有很好的性能.最后对FY-2C的在轨探测数据与GOES卫星进行了比较.GOES卫星的太阳X射线传感器采用电离室.FY-2C的探测结果与GOES的探测结果非常吻合.结果表明,FY-2C太阳X射线探测器可以很好地监测太阳X射线的流量变化,为空间环境监测提供有效的服务. 相似文献
244.
245.
固体推进剂推进与毁伤一体化技术,可以在战略战术临时更改而导致推进剂未燃尽的情况下,通过起爆固体火箭发动机内的余药,达到提高导弹毁伤效果的目标,具有拓展导弹的战略用途、充分发挥导弹性能和高效利用高附加值资源的意义。目前,受国外的技术封锁,固体推进剂推进与毁伤一体化技术尚有关键技术亟待突破。首先,基于固体推进剂点火后的反应增长过程,提出了固体推进剂在燃烧时可控向爆轰状态转换是实现推进与毁伤一体化技术的关键,其中燃烧转爆轰机理和燃烧性能控制是重要支撑技术。然后,进一步阐述了能量性能控制对固体推进剂推进及毁伤性能的重要作用。最后,提出了采用可控起爆或发动机-战斗部一体化实现固体推进剂推进与毁伤一体化的设想。未来应加强复合含能材料燃烧与爆轰可控转换机理、可控起爆原理及控制方法、发动机-战斗部结构及装药一体化等的研究,以支撑固体推进剂推进与毁伤一体化技术的发展。 相似文献
246.
为提高航空发动机故障诊断准确度,提出了一种从快速存取记录器(QAR)数据中提取最合适故障特征的方法。对原始QAR数据进行缺失值填补和巡航点提取操作,选择部分发动机性能参数差值作为初始特征值;再采用特征增维方法挖掘隐藏特征信息,进而采用近邻成分分析算法进行特征筛选优化,将所提方法与朴素贝叶斯等4种分类算法相结合,对某航空公司CFM56-7B发动机的QAR数据进行试验验证。结果表明:从QAR数据中提取最合适故障特征的方法能有效地提高发动机故障分类算法的准确率,且适用于不同的诊断算法,准确率优于80%。 相似文献
247.
采用盐助溶液燃烧法制备了平均粒径为10 nm、分散性良好的钙钛矿型纳米NdCoO3。用DSC考察了不同质量分数的纳米NdCoO3对AP和双基粘接剂热分解的影响,研究了纳米NdCoO3对小球粘接高燃速推进剂燃烧的催化作用。结果表明,随纳米NdCoO3催化剂质量分数的增加,催化效率先增大后减小,在质量分数为3%时催化效率最佳,此时AP高温分解峰温大幅降低,双基粘接剂的分解峰温也得到降低,二者的表观分解热增大。同时,对应的小球粘接高燃速推进剂燃速较高,压强指数较低。 相似文献
248.
25t级氢氧膨胀循环发动机推力室氧腔流动仿真 总被引:1,自引:0,他引:1
为提高25 t级氢氧膨胀循环发动机推力室氧喷嘴出口流量均匀性,采用CFD方法对氧腔内流场进行了三维稳态数值仿真研究,分析了造成出口流量分布不均的原因,并据此设计了4种改进结构的氧腔,对每种结构进行了细节优化。通过数值仿真得到了不同方案氧腔内的流场分布以及喷嘴出口流量分布,对比分析了均流板和液氧入口结构对出口流量均匀性的... 相似文献
249.
航母编队在防空时,通常利用舰载警戒直升机机载警戒雷达探测距离远的优势实施对空预警,以提高编队防空作战能力。通过分析航母编队在舰载战斗机甲板待战情况下的防空作战过程,建立了警戒直升机前出距离的数学模型,仿真分析了模型中有关参数对警戒直升机前出距离的影响,为确定警戒直升机在航母编队防空作战中的前出距离提供了参考依据。 相似文献
250.