改性BMI／DPA和CTBN增韧环氧树脂的温度,力学性能及本构关系研究

研究了ＣＴＢＮ增韧环氧树脂和烯丙基双酚Ａ改性双马树脂（ＢＭＩ／ＤＰＡ）在不同温度和加载速率下的拉伸和压缩力学性能。对于ＣＴＢＮ 增韧环氧树脂,材料在动态拉伸情况下,随着应变率的增大,材料由韧变脆,模量升高,断裂伸长率下降;在压缩情况下,弹性模量和屈服应力均随着加载速率的增大而增大。对于改性双马树脂,在室温的动载压缩下,其模量Ｅ和屈服应力σｙ均基本上与ｌｎε呈直线关系增大,并给出了该树脂在不同加载速率下的压缩应力应变曲线。计算了两种材料的温度敏感度和加载速率敏感度以及温度和应变率对两种树脂材料屈服应力影响的本构关系。     

低功率变截面通道霍尔推力器电离特性

在不改变霍尔推力器特征尺寸的条件下为了提高其低功率时的性能,采用缩小通道局部通流面积的方法,利用增加电离区原子密度来提高工质利用率。实验结果表明,该方法能有效拓展低功率放电范围,控制工质电离过程,增加工质利用率,并提高霍尔推力器在低功率下的推力、比冲和效率性能。羽流发散角优化是后续变截面研究中需要重点关注的问题。     

高适应能力单相流体回路控温特性实验研究

未来新型卫星平台由于飞行任务的需要,不仅可能面临姿态大范围变化导致的外热流大幅度改变,而且内部热负荷也可能同时发生大范围变化,这两点因素都要求热控系统具有更强的适应能力。而传统的以被动热控为主、电加热为辅的热设计受制于各种资源的限制,适应能力具有明显的不足。鉴于此,文章针对六面体构型卫星,提出一种具有高适应能力的单相流体回路方案,并据此研制出地面原理样机试验台,对系统的关键性能温控特性进行了地面试验。整个瞬态实验过程中控温精度一般都在±0.5℃以内,最大波动也基本不超过±1℃。     

基于动力学仿真的直升机尾传动轴中部弹击损伤规律研究

利用CATIA软件建立尾传动轴和子弹的有限元模型,通过LS-DYNA对其进行显式动力学分析;总结并分析了不同工作状态和弹击条件下的损伤形貌,得到不同工作状态的弹击损伤特征值曲线,在子弹入射速度≥500m/s,传动轴转速≤500rad/s时,静止和转动两种状态下的损伤规律一致,且两种状态的弹孔孔径差值在一定入射角度内近似不变,本文定义了弹击孔径缩放系数来表达两种状态下的弹击孔径关系.     

基于动力学仿真的直升机尾传动轴中部弹击损伤规律研究

利用CATIA软件建立尾传动轴和子弹的有限元模型,通过LS-DYNA对其进行显式动力学分析;总结并分析了不同工作状态和弹击条件下的损伤形貌,得到不同工作状态的弹击损伤特征值曲线,在子弹入射速度≥500m/s,传动轴转速≤500rad/s时,静止和转动两种状态下的损伤规律一致,且两种状态的弹孔孔径差值在一定入射角度内近似不变,本文定义了弹击孔径缩放系数来表达两种状态下的弹击孔径关系.     

环面工具加工叶根过渡曲面的刀位可行域

利用环面工具加工过渡曲面时经常发生整体干涉,主要原因是缺乏对复杂环面工具加工复杂曲面时刀位可行域的研究。虽然采用常规的优化方法在大范围内对可行刀位进行搜索是可行的,但是需要耗费大量时间。为了避免刀具与过渡曲面的干涉并同时提高加工效率,研究了一种更加符合此区域结构特点的刀位优化算法,使得叶根过渡曲面得以无干涉地整体宽行加工。通过对典型叶根过渡曲面的可行刀位进行研究,发现其可行域形状为盾形,且行宽最大的刀位位于该盾形区域的两个底部边界上,有时位于该边界的端点上。根据该原理提出一种最优刀位搜索方法——沿着盾形区域底部边界搜索,应用最优化的刀位可行域以获得高的加工效率。以某航空发动机叶片的叶根过渡曲面为例进行了刀位优化计算、仿真和加工实验,验证了该方法在叶根过渡曲面加工中的有效性。     

基于实战能力《国际物流》教学模式探索

以物流管理专业《国际物流》课程教学为例,提出了高校专业课教学改革必须以市场需求为导向,以学生为中心,顺应内外部环境变化,从教学计划的编写、教学团队的组建、理论教学和实践教学的对接、教学方法改革等方面入手,采取行之有效的措施以达到培养满足市场需求的实战型人才的目标。     

可再充填启动篮表面张力推进剂管理装置设计及试验研究

对启动篮表面张力推进剂管理装置工作原理进行了说明,建立了可再充填启动篮再充填过程仿真模型,根据仿真结果对影响启动篮再充填的各种因素进行了分析.加工原理性试验件进行了静态充填试验和动态充填试验,试验结果和仿真结果基本一致,验证了计算模型的正确性.初步掌握了可再充填启动篮表面张力推进剂管理装置设计、加工和地面试验技术.     

基于模糊算法的红外遥控器智能检测系统的实现

总结分析了各种红外遥控器的编码和编码发送方式。为便于实现各种红外遥控器的智能检测，介绍了一种基于模糊算法的对红外遥控器信息进行采集的数据处理方法。     

地球卫星星光折射导航量测量及其性能对比

星光折射天文导航是一种重要的地球卫星自主导航方式,量测量是影响其导航精度的重要因素。在地球卫星星光折射导航中,折射视高度、星光折射角、折射星像素坐标（折射星矢量）是3种常用的量测量,结合星光折射导航的基本原理重点介绍了这3种量测量的获取方法和量测模型,通过仿真和可观性分析比较了相同条件下3种量测量的导航性能。仿真结果表明,由于折射星像素坐标可以同时反映星光折射的大小和方向可观性高,而星光折射角和折射视高度仅能反映星光折射的大小,无法反映其方向可观性低,因此折射星像素坐标的导航性能优于星光折射角和折射视高度。此外,本文也对星敏感器精度、卫星轨道高度、星敏感器安装夹角3种因素对3种方法导航性能的影响进行了分析。