固体火箭发动机粘弹性药柱结构可靠性分析

基于Monte-Carlo粘弹性随机有限元法,分析了药柱结构的可靠度。针对直接Monte Carlo法效率较低的问题,在确定粘弹性有限元的基础上,采用拉丁超立方体抽样(LHS)技术进行随机抽样,以提高计算的收敛速度。考虑泊松比和松弛模量的随机性,结合药柱的破坏判据,研究了工作内压作用下固体火箭发动机药柱结构的可靠度及其变化趋势。算例结果表明,该方法精度高、通用性强,适合于工程应用。     

固体火箭发动机药柱点火过程结构可靠性的响应面法

结合响应面法与数值模拟方法,分析了药柱的结构动态可靠度。针对固体火箭发动机药柱有限元分析计算量大的问题,根据少量的试验点设计响应面,同时采用拉丁超立方(LHS)技术提高抽样效率,考虑药柱材料参数的随机性,引入极小化变换方法,计算了固体火箭发动机药柱结构的动态可靠度。结果表明,该方法精度较高、通用性强,能够满足工程应用的要求。     

低地球轨道航天器对接放电研究

文章介绍了低轨道航天器对接放电的产生机理,通过模拟试验、电路仿真和理论分析,研究了低轨道航天器对接产生静电放电的可能性、条件、放电强度、持续时间及其影响,并提出防止静电放电危害的措施,为工程应用提出参考建议。     

对航空电气开关标准化现状及发展的思考

介绍了我国航空电气开关标准化发展的概况,通过对比分析国内外标准体系,提出建立健全我国航空电气开关标准体系的思路,为我国航空电气开关的标准化工作开展提供了参考。     

涵道风扇无人机增稳控制律设计与仿真

针对小型涵道风扇无人机本体不稳定特性,设计增稳控制律并通过仿真进行了验证。利用软件CATIA建立三维模型,并制作出实体模型。对模型进行受力分析,建立涵道风扇无人机六自由度动力学模型。在所建模型基础上,设计增稳控制律,包括姿态控制律及轨迹控制律。建立非线性仿真模型,通过Matlab／Simulink仿真对所设计的控制律有效性进行了验证。仿真结果表明,所设计的控制律达到了增加涵道风扇无人机稳定性的目的。     

图解霍尔位置偏离对直流无刷电机性能的影响

霍尔位置传感器作为无刷直流电动机组件,主要作用是检测转子相对于定子绕组的位置,并输出信号控制电机绕组以"两相导通星型三相六状态"方式工作。霍尔位置偏离对电机的输出性能会造成一定的影响。以图解方式讨论霍尔位置偏离导致的电流超前导通和滞后导通时电机输出性能的差异,并采用有限元分析软件Ansys进行仿真,以验证霍尔元件位置偏离对电机转矩脉动和转速的影响。     

尾翼搭载固体火箭发动机壳体数值仿真及试验研究

针对导弹尾翼搭载于固体火箭发动机壳体上这一特殊结构,建立3D有限元模型,进行内压与外载荷联合强度仿真计算,用于指导尾翼接头附近的壳体局部结构设计。并开展了相同载荷下尾翼搭载发动机壳体结构的静力试验,通过仿真计算及静力试验结果的对比,表明仿真计算可以指导尾翼搭载发动机壳体的结构设计,且仿真计算结果与静力试验结果偏差为8.4%。     

基于双频微片激光器回馈效应的多普勒测速技术研究

多普勒测速是激光回馈研究领域中最主要和最活跃的分支之一。本文介绍了激光回馈多普勒测速的基本原理,回顾了该领域的研究进展。重点介绍了基于正交偏振双频激光器回馈效应的多普勒测速方法,并在此基础上设计了一种基于双频Nd：YAG微片激光器的回馈多普勒测速方案,分析了其装置原理和影响因素,讨论了其可行性。     

涡轮机匣流动阻力特性实验

通过实验测量了不同雷诺数（80000~260000）情况下整个涡轮机匣腔内的压力分布,总结了涡轮机匣腔内压力分布和流动阻力特性.实验结果表明:①在腔二到腔三的过渡区域,压力下降非常明显,压力损失较大;②随着雷诺数的增大,静压系数有增大的趋势,增大的幅度在19%以内;③随着雷诺数的增大,总压损失系数变化较为平稳,变化范围在10%以内.      

基于非抽取小波包变换的信号滤波算法

对航天测控信号进行滤波处理,有利于改善信号品质,提高系统的测量性能。针对航天测控信号中的差分单程测距(DifferentialOne-wayRanging, DOR)信标信号等侧音信号,提出了基于非抽取小波包变换（Un-decimatedWaveletPacketTransform,UWPT）的滤波改进算法。该算法以功率平坦度为准则,判断某一节点是否需要继续分解。改进算法克服了以能量聚焦度为准则时算法误判停止分解或多重分解算法复杂、计算量大等的缺点,同时解决了阈值不易确定的问题。仿真结果表明改进算法在降低算法复杂度的同时,滤波性能相对有所提高。最后采用改进算法对仿真信号和在轨卫星数据进行处理,结果表明滤波后仿真信号差分相位估计精度提高约3倍、实测数据差分相位估计精度提高0.72倍。