固体火箭发动机药柱表面裂纹分析

为了分析含表面裂纹的固体火箭发动机药柱在温度、燃气内压与轴向过载联合作用下的扩展情况,在固体火箭发动机的危险截面上沿危险方向预设表面裂纹。采用有限元方法,在裂纹尖端构建三维奇异裂纹元,模拟裂纹扩展,分别计算随着裂纹扩展所对应裂纹深度的应力强度因子,得到了应力强度因子随裂纹深度的变化规律。根据应力强度因子的变化规律,探讨了发动机药柱裂纹扩展的趋势。     

自由飞模型仿真建模与缩比控制律设计技术

从试验相似准则出发,全面分析了自由飞模型与全尺寸飞机基本参数、模态特性、飞行动力学特性,以及飞行控制律的相似关系,并以某型飞机为研究对象,利用 MATLAB/Simulink 平台建立了全尺寸飞机与自由飞模型的非线性仿真模型,根据典型控制框架设计了缩比控制律。通过仿真试验验证了两者动力学特性相似关系,最后通过无动力模型自由飞投放试验进行试飞验证。仿真和试飞结果表明,自由飞模型仿真建模和缩比控制律设计方法正确可行,利用自由飞模型试验技术开展控制律演示验证优势明显。     

中国发展航空发动机FADEC技术的途径

简要介绍了世界航空发动机数字式电子控制(FADEC)技术的发展趋势和中国存在的薄弱环节,提出了中国FADEC技术发展的途径。     

气相色谱法检测无水肼中水含量的不确定度评定

对气相色谱法检测无水肼中水含量过程的不确定度进行评定,系统分析检测过程中不确定度来源和各不确定度分量对分析结果的影响,通过对不确定度的分量进行分析和合成,可知标准溶液配制的过程、标准曲线的拟合和测量样品时的重复操作带来的不确定度分量是影响无水肼中水含量测定不确定度的主要来源.     

ZnO/SBA-15无机热控涂层填料及涂层性能

开展高紫外-可见-近红外反射能力热控填料的制备,研制新型低吸收比(α_S)高发射率(ε_H)无机热控涂层。以自制SBA-15和ZnO前驱体为原料通过溶剂热浸渍和高温煅烧法制备ZnO/SBA-15填料,然后与硅酸钾(K_2SiO_3)制备无机热控涂层;采用SAXD、XRD、SEM、太阳反射光谱分析填料和涂层的性能。结果显示采用硝酸锌作为前驱体、m(ZnO)∶m(SBA-15)=3∶7、950℃下烧结3 h可以得到高紫外-可见-近红外反射能力的填料;ZnO/SBA-15/K_2SiO_3无机涂层的α_S为0.09,ε_H为0.91,涂层结合力等级为1级,经过100次-196～100℃热循环实验后,涂层无脱落和开裂现象。SBA-15改性ZnO可以获得具有高紫外反射率和低α_S的热控填料,ZnO/SBA-15填料制备的无机热控涂层同样具备高紫外反射率、低α_S和高ε_H,可以满足航天器高效散热的需求,应用前景良好。     

一种基于PXI总线复合视频信号转接卡

介绍了基于PXI总线、多路视频信号转接卡PXI接口电路、转接功能和软件驱动的设计,实现了利用AD8111转接芯片完成了将单路信号转接到所需的通道上进行测试的目的。     

快速绕飞卫星空间圆编队设计方法

连续小推力条件下,针对圆参考轨道卫星,推导了满足快速绕飞条件的空间圆编队动力学模型。分析了一个绕飞周期内的燃耗情况。在绕飞周期确定的条件下,给出了最小燃耗的计算方法,并利用数值方法验证了所推导公式的正确性。计算结果表明,在高度为500km的圆轨参考道卫星实现周期为10分钟、半径100m的空间圆绕飞,一个绕飞周期所需最小速度增量约为4.77m/s。文章提出的基本设计原理并不局限于空间圆编队,也可用于其它快速绕飞编队的设计工作。
     

一种共轴双旋翼式火星飞行器设计及其试验验证

针对火星飞行器探测需求,提出了一种共轴双旋翼式火星飞行器,基于计算流体力学方法优选了桨叶翼型、平面形状和扭转角等结构参数,基于叶素动量理论建立了旋翼气动力学模型,利用数值模拟方法选择了旋翼转速、旋翼间距和桨叶安装角等飞行参数,设计了原理样机"火星飞鸟-I"的结构与控制系统。构建了火星大气环境模拟器和重力补偿与运动约束装置,开展了模拟火星环境下旋翼式飞行器地面飞行试验,验证了共轴双旋翼式火星飞行器的推进性能,展望了旋翼式火星飞行器技术的发展方向。研究成果对我国开展的火星探测工程具有重要借鉴价值。     

ROPP反演软件算法及其精度分析

介绍了ROPP反演软件中无线电掩星反演的算法与精度分析. 采用COSMIC卫星2008年1 月1日全天的附加相位数据, 反演得到折射率、温度、压强与湿度等参数, 并与CDAAC 相应结果进行对比. 实验结果表明, 在30km高度以下, 折射率、压强和湿度的相对 误差在2%以内, 温度误差不超过2K.     

影响吊放声纳检查搜潜效能的主要因素仿真研究

吊放声纳检查搜潜时吊放声纳间隔、搜索阵形、直升机数量等因素对搜索效率产生较大的影响。在分析吊放声纳检查搜潜过程的基础上,对仿真环境进行假设,并建立吊放声纳搜潜蒙特卡洛法模型。通过仿真试验对反潜直升机在一定条件下检查搜潜时影响吊放声纳搜潜效能的主要因素进行研究,得出的相关结论对提高反潜直升机作战运用水平具有较大的实际应用价值。