软件评测过程管理方法研究与实现

在研究软件评测过程及其过程管理方法的基础上,结合航天测控软件评测工作的实际需求,建立了评测工作流程向导,实现了一个一体化的评测过程管理系统。该系统能够辅助评测人员合理制定软件质量评价模型,高效完成评测分析、设计、问题记录、结果分析、文档编制等一系列工作,实现了模型、数据、用例的综合管理和利用,提高了评测过程的自动化管理水平。     

TATB、DATB热分解动力学和机理研究

采用DSC、PDSC、TG、TG-FTIR联用技术和热裂解原位快速扫描-FTIR联用技术,研究TATB和DATB热分解全过程,获得了TATB和DATB的热分解反应动力学参数,并提出TATB和DATB的热分解机理。研究结果表明,TATB和DATB热分解的初始过程存在苯并呋咱或苯并氧化呋咱中间产物。     

交互图在Rose和Together中实现的比较

交互图是面向对象分析设计中一种对系统动态方面进行建模的图,顺序图是交互图中的一种,主要用于强调对象间消息的时间顺序,而且它能够容易地转换为协作图,它在不同的工具软件中实现有所差异.从它具体的实现可以看出工具体现的思想,Rose体现和开拓RUP、UML的思想,而Together是执行.     

一种新型微纳量级的推进概念研究

皮纳卫星主要用于星群侦查任务,针对该量级卫星的推进系统,研究一种新型微纳量级的推进技术(光波纳米推进技术),该推进技术结合表面等离子体激元技术和聚焦光场中的"光镊"技术来产生推力。为验证工作原理的可行性,采用数值分析方法,对不同结构和材料的天线、不同级联通道形状以及不同推进工质下的推进效果进行仿真预估,对天线间隙的激元电磁场、其所产生的光梯度力以及级联后可实现的推力进行了研究,以确定工作原理可行。结果表明,光波纳米推进技术可以实现微牛量级的推力,可基本满足皮纳卫星的推进需要。     

发汗冷却中多孔壁面添质通道流动的实验和数值研究

发汗冷却相比常规主动冷却方式是冷却效率更高、覆盖性能更好的热防护技术。为了研究发汗冷却中的添质流动现象,通过带有红外热成像技术的发汗冷却实验平台,在雷诺数1.35×105和总温373K的来流条件下对金属颗粒烧结多孔材料的发汗冷却效果进行了研究,得到了在不同注入率条件下多孔壁面的温度分布,结果显示平均冷却效率与注入率之间近似呈线性关系,当氮气注入率为33.5%时平均冷却效率接近0.45。通过对比单温度方程的局部热平衡模型和双温度方程的局部非热平衡模型的模拟结果,显示局部非热平衡模型能正确反映发汗冷却过程中的换热过程,模拟结果和实验数据具有较高吻合度。模拟结果表明:多孔壁面边界层随注入率的增大而增厚,边界层增厚是发汗冷却具有较高冷却效率的原因之一。     

平台稳定回路模糊PI参数在线调整控制

平台系统稳定回路依靠对外环、内环和台体的控制使平台台体在各种干扰力矩作用下都能提供精确的惯性导航基准,保证平台系统精度。针对目前回路控制超调量较大的问题,提出一种模糊PI参数在线调整的抗干扰控制方法,经过仿真表明在保证稳定回路快速调节的基础上,稳定回路动态特性得到了改善。该方法对今后新型平台系统伺服回路控制系统设计的进一步提高提供了一定指导作用。     

OBJECTARX 2000开发中的事务模型

ObjectARX2000软件开发中的事务模型，简化了软件设计，精简了代码，并使应用程序运行效率提高。文中论述了创建和管理，事务嵌套处理和事务边界检测；对事务管理器类主要成员函数的应用作了扼要的说明。     

基于亚燃RBCC构型的引射模态一次火箭节流策略研究

为了探究亚燃RBCC构型在引射模态下的性能表现和一次火箭节流规律,本文基于一设计点为亚燃模态的RBCC构型,开展了进气道/燃烧室一体化内流道的数值模拟工作,分析了一次火箭流量变化对进气量、流道压力分布、推力和比冲的影响,最终给出了引射模态下一次火箭的节流策略。结果表明：引射模态下,一次火箭流量调节对RBCC性能的影响非常复杂,且规律性和一致性较差;在亚声速引射模态,建议一次火箭以大流量工作,暂不考虑比冲性能;在超声速引射模态,建议一次火箭以小流量工作;为了提升进气道启动点附近RBCC的比冲性能,建议尝试二次燃料的喷注燃烧,但必须充分考虑对进气系统的不利影响。     

静轴式压气机结构设计与静力学性能分析

为满足小型无人机和导弹等航空器使用的航空发动机的要求,基于轴流式压气机结构,提出了一种主轴固定、内静子、外转子的新型“静轴式压气机”构型。通过对压气机基元级运动模型简化分析,建立了空气在压气机基元级压缩过程的动力学模型,确定两段压气机与中间泄气隔断结构参数,进一步计算得出各级出口温度变化曲线。结合理论计算,对静轴式压气机部件进行三维建模,运用Fluent软件验证基元级增压原理,并在Workbench软件中开展关键转子部件的静力学仿真与性能分析。结果表明：静轴式压气机整体采用前四级后五级的九级压缩方式,总压比达到12,静温变化量达到51.5℃,满足高增压比、分段燃烧的需求;压气机基元级数值模拟结果满足增压原理,应力应变满足强度要求,转子结构设计最大变形量较传统压气机减小,可以满足小型飞行器用压气机的设计要求。     

用于微小卫星的微型双稳态电磁阀

为满足微小卫星对推进系统小质量、小体积、低功耗、低成本的要求，设计了一种微型双稳态电磁阀。采用尽量缩短阀门衔铁运动行程、合理设定衔铁两端间隙、用两个线圈实现开／关控制等措施，以及新的工艺和制造技术．实现了阀门的轻质、低功耗、快响应和长寿命。试验和实际应用结果表明，该阀门完全可满足微小卫星的应用要求。