NEPE固体推进剂动态力学性能的研究

利用傅立叶红外光谱仪及扭辫法研究了不同粘合剂系统中异氰酯活性基团与羟基基团的当量比值，扩链剂以及预聚时间对ＮＥＰＥ固体推剂的次级转变温度、等参量的影响。研究结果对该类推进剂配设计和工艺参量选择提供了必要的实验依据。     

石墨渗铜喉衬材料的微观结构与抗热震性能

采用粗粒级高强石墨加压渗铜工艺，制备了石墨渗铜(CIG：copper-impregnated graphite)喉衬材料。对其微观结构与抗热震性能的关系进行了研究。结果表明，由于渗铜提高了原石墨的热导率及整体增韧的综合效果，使石墨渗铜材料比通用的5种石墨材料具有更好的抗热震性能，更好地适应了小型高性能战术导弹、航天飞行器高压强大流量SRM对喉衬材料的要求。     

FY—1C卫星姿态控制系统

针对FY－1C卫星姿态控制系统，给出了系统方案、系统设计、系统特点和飞行试验的结果；对一些新的技术设计和新颖特殊的方案特点，从理论分析和技术实现给出了设计思路和工程实现的方法；分析了FY－1C卫星姿态控制系统在轨运行的结果；对长寿命、低成本和稳定连续运行的工程实现进行了研究；给出了FY－1C卫星姿态控制系统的水平能力和应用发展方向。     

边界约束对直升机尾操纵拉杆安装频率影响分析

针对某型直升机在飞行过程中出现脚蹬高频振动问题,通过飞行振动数据分析,确定了故障原因为尾操纵拉杆动特性不佳导致尾操纵拉杆局部共振,从而引起脚蹬高频振动。为了满足装配要求,尾操纵拉杆与安装支座之间为间隙配合,导致尾操纵拉杆边界约束存在不确定性,因此有必要进行边界约束敏感性分析。本文采用弹簧刚度表征尾操纵拉杆边界约束,并基于Ritz法建立尾操纵拉杆理论模型,分析讨论了边界约束对尾斜拉杆安装频率的影响,同时根据计算分析结果提出了相应的解决方案。经地面动特性试验和飞行试验验证,该解决方案可以有效改善该型机脚蹬高频振动问题,同时对后续操纵拉杆设计和分析具有一定的参考意义。     

非线性PD型比例导引鲁棒性研究

为研究存在视线角速度测量噪声时非线性比例微分(PD)型比例制导方案的鲁棒性,以近距大离轴角发射和目标大机动为拦截条件,对四种视线角速度测量噪声方差进行蒙特卡罗仿真模拟。结果表明,非线性PD型比例制导方案抗视线角速度测量噪声的鲁棒性强,对机动目标拦截制导精度高,是一种具工程应用价值的高精度末制导方案。     

阳极氧化对TiAl合金高温氧化行为和力学性能的影响

采用电化学阳极氧化技术在含NH4F的乙二醇电解液中对TiAl合金进行阳极氧化处理。研究阳极氧化对TiAl合金高温氧化行为和力学性能的影响。结果表明:由于“卤素效应”,阳极氧化处理的TiAl合金经高温氧化后表面形成致密、连续的Al₂O₃氧化膜,有效阻止了氧的内扩散,进而显著提高合金的抗高温氧化性能。经1000℃氧化100 h后,阳极氧化试样增重由未经阳极氧化处理试样的85.86 mg/cm²降至0.67 mg/cm²。另一方面,阳极氧化TiAl合金表面硬度和弹性模量随高温氧化时间延长呈先降低后升高的趋势。阳极氧化TiAl合金在高温服役后,合金的摩擦系数较未经阳极氧化处理试样上升,但表面耐磨性先降低后升高。这是由于TiAl合金经阳极氧化后,表面形成了一层富铝含氟氧化膜,由于氧化膜中F元素在高温氧化过程中与Ti、Al结合形成卤化物,卤化物蒸气选择性扩散在原始氧化膜处形成致密的Al₂O₃保护膜。阳极氧化对TiAl合金力学性能的影响主要是由于氧化膜中Al₂O₃的含量变化所致。     

吻切锥乘波构型参数化设计与正交试验分析

为了获得外形控制参数对吻切锥乘波构型性能的影响程度,通过分析吻切锥乘波构型的生成特点和生成方法,在其参数化设计的基础上,运用正交试验设计方法分析了各个控制参数乘波构型性能的影响,确定了对气动性能和容积率影响较大的参数,为进一步合理确定优化空间和优化策略提供指导。运用CFD方法对典型外形进行了性能分析,结果显示:吻切锥乘波构型具有较高升阻比,下表面中心区流动均匀,可为高超声速飞行器机身/进气道一体化提供参考。作为应用,基于正交试验结果设计了以吻切锥乘波构型作为前体的一个高超声速飞行器,验证了设计方法的合理性。     

民机偏航阻尼器对垂尾飞行载荷的影响

为了研究偏航阻尼器对垂尾飞行载荷的影响,将偏航阻尼器模型与飞机动力学模型相结合,建立了垂尾飞行载荷分析模型。以某型民机为研究对象,对其典型巡航状态下偏航机动、横向离散阵风、发动机失效和往复蹬舵情况进行了计算分析。结果表明,偏航阻尼器可大幅降低飞机横侧向运动参数响应幅值,4种状态下的垂尾载荷均有较大程度降低。     

双吊舱联翼布局太阳能飞机气动弹性建模研究

太阳能飞机一般都是大展弦比形式,气动弹性问题非常突出。先对飞机进行受力分析,确定在建立结构模型时需要考虑的关键问题,然后通过静力学分析确定吊舱所在位置,之后根据飞机外形参数建立详细的机翼结构模型和气动模型,再将飞机的结构模型和气动模型连接起来。对整个模型进行的气弹算例计算结果表明,这种建模是合理的。     

拦截高速目标的比例与反比例导引捕获区分析

针对拦截高速目标的作战特点,分析了比例导引(PN)与反比例导引(RPN)的捕获区。首先,通过分析拦截弹与目标的相对运动关系,推导得到了顺轨和逆轨的零控拦截条件,此条件由目标和拦截弹的速度前置角以及二者速度比确定;其次,以拦截弹和目标速度前置角为坐标系,推导得到了PN以及RPN捕获区以及各自导航比设置范围。PN的捕获区由逆轨零控拦截条件以及与其相切且斜率为1/(N-1)的两条直线构成,RPN的捕获区由顺轨零控拦截条件以及与其相切且斜率为1/(-N-1)的两条直线构成;然后,利用函数对称性将PN与RPN捕获区转换到同一坐标区间,得到了相同条件下RPN捕获区要大于PN捕获区的结论;最后,开展了四种情形下的仿真,验证了本文捕获区分析的合理性及有效性。