火箭多台发动机并联推力传递结构动静耦合计算方法

针对运载火箭多台发动机并联推力传递结构在工作中力学环境适应性问题,开展了动静耦合动力学计算方法研究。该研究分析了动静耦合机理,并以此为基础,计算了有无静载的结构模态频率和推力传递结构关键部位随机振动响应。结果表明,火箭推力传递结构在大推力作用下,结构的刚度发生改变,进而影响动力学特性。相关研究结果为火箭多台发动机并联推力传递结构动静联合试验提供了参考意义。     

干摩擦阻尼对旋翼动稳定性的影响研究

为了提高旋翼动稳定性理论模型的分析精度,需要精确地确定旋翼系统的结构阻尼系数。为此建立了旋翼变距拉杆球头关节干摩擦的阻尼模型,计入了球头关节的离心力对干摩擦阻尼的影响,然后用模型旋翼试验数据对稳定性分析结果进行了验证。结果表明,采用文中建立的干摩擦阻尼模型,预估的旋翼摆振后退型模态阻尼与试验数据吻合。     

基于不确定性的飞行器分离可靠性建模与分析方法

为实现飞行器分离任务可靠性的定量分析和高效精确评估,研究了高超声速飞行器分离任务过程中各种不确定性因素对分离可靠性的影响,提出一种基于不确定性的飞行器分离可靠性建模与分析方法。面向高超声速飞行器分离任务需求,建立分离动力学仿真模型,综合考虑分离过程不确定性因素的影响,利用灵敏度分析方法识别主要不确定性因素,构建分离可靠性模型。针对此模型,提出一种改进主动学习Kriging(IAK)的分离可靠性分析方法,通过新的采样策略选取失效概率更大的采样点作为新增训练点,进行高效可靠性分析。实例结果表明,该方法能够准确描述不确定性因素对分离过程的影响,提升分离可靠性定量分析的精度和效率,为飞行器分离方案的精细化设计提供支撑。     

用于痕量气体检测的宽调谐外腔量子级联激光器研究

研究基于闪耀光栅的Littrow外腔量子级联激光器,设计一种改进型Littrow外腔腔型,实现了小型化样机研制。测试结果表明,输出激光波长调谐范围1317cm^–1(7.593μm)至983cm^–1(10.173μm),最大平均功率17.7m W,激光线宽小于1cm^–1,功率稳定性优于0.5%(4h),波长稳定性优于0.12cm^–1(5.4h)。样机激光头尺寸76mm×54mm×50mm,部分技术指标优于国外商业产品。     

基于时频二维估计的卫星导航失锁快速重定位技术

卫星导航接收机在天线受到遮挡或者弱信号环境中易出现信号失锁现象,信号恢复后的重定位时间成为接收机的一项重要性能指标。提出一种基于时频二维估计、适用于中低动态应用场景的失锁快速重定位技术,利用信号失锁前测量的载波多普勒频率和码相位等信息对失锁后的多普勒频率及码相位进行估计,信号恢复后直接启用信号跟踪,无需进行位同步和帧同步,即可实现快速重定位。对该技术进行工程实现及试验验证,结果表明信号输入功率高于–145dBm(积分时间为10ms)、失锁时间小于60s时,接收机重定位时间在1s以内。     

一体式石英振梁加速度计工程化研究进展

一体式石英振梁加速度计是一种高精度谐振式MEMS惯性传感器。针对现有石英振梁加速度计存在的体积大、全温及力学环境适应性不足等问题,提出一种基于三层石英结构的一体式石英振梁加速度计的设计方案。通过突破高精度薄梁腐蚀及晶圆级键合两项关键技术,成功研制出加速度计样机。经测试,产品全温稳定性优于0.5mg,振动整流误差优于200μg/g^2(@15.68g rms),可以满足中高精度惯性导航应用需求。后续期望通过原位温度补偿及直接键合等技术进一步提升一体式石英振梁加速度计的全温精度及长期稳定性。     

高温存储对Sn-Pb-Ni凸点界面金属间化合物生长的影响

倒装焊工艺由于具有信号处理速度快、封装密度高、可靠性高等特点,已广泛应用于高密度集成电路封装工艺中。高可靠倒装焊器件的互连焊点通常采用10Sn90Pb等高铅焊料,该焊料具有剪切强度高、可靠性高等优点,但其熔点高、回流工艺窗口窄等特性给封装工艺带来一定难度,此外该焊料在高温存储环境的可靠性有待进一步提高。本文采用Ni元素对10Sn90Pb焊料进行改性,研究高温存储下Sn-Pb-Ni体系凸点的力学性能以及金属间化合物（Intermetallic compound,IMC）的生长演变规律,以此评估Ni元素对10Sn90Pb凸点可靠性的影响。主要结果如下：适量添加Ni元素可以细化10Sn90Pb焊点界面处IMC晶粒,降低高温存储条件下的IMC生长速度,但在一定程度上会降低凸点的剪切强度。0.05%~0.1%含量的Ni元素添加对10Sn90Pb凸点综合性能提升较为显著。     

尖前缘驻点热流精细化测量研究

为提高升阻比特性,现代高超声速飞行器常采用尖前缘结构,这对热防护系统提出了很大挑战。尖前缘结构由于表面曲率较大,常规的点测量和面测量试验技术均难以对驻点热流进行准确测量。针对尖前缘驻点热流测量难题,制作了专用的整体式薄膜电阻温度计,建立了驻点热流参数辨识方法,并以不同前缘半径（R=1.0、2.0和5.0 mm）的斜劈模型为研究对象,在FD-20高超声速脉冲风洞中开展了试验验证,来流马赫数分别为4、5、6和8,试验结果表明:整体式传感器稳定性好、灵敏度高、耐冲刷性强,其参数辨识方法精度高,试验获得的前缘驻点热流与理论值误差小于15%。     

尖侧缘机身布局的俯仰力矩特性及扰流板控制

针对尖侧缘机身布局在大迎角下存在的正俯仰力矩（抬头力矩）问题,通过风洞试验,首先研究了俯仰力矩的迎角分区特性及流动演化规律：线性增长区（迎角为0°~15°）,俯仰力矩线性增加,全机从附着流到形成进气道前缘涡和机翼涡;非线性增长区（迎角为17.5°~32.5°）,俯仰力矩非线性增加,机头涡出现,机头涡和进气道前缘涡逐渐增强,机翼涡增强后破裂;衰减区（迎角为35°~65°）,俯仰力矩逐渐减小,机头涡增强后破裂,进气道前缘涡破裂发展,机翼涡完全破裂。其次,发现了机身前体是产生正俯仰力矩的主要来源,机头涡是导致大迎角下正俯仰力矩的主控流动。当迎角为40°时,前体各截面正俯仰力矩在进气道前缘处达到最大,主要是由于该处机头涡诱导产生了较强的法向力。最后,提出了大迎角机身扰流板控制技术,产生了较好的控制效果。当迎角为40°时,扰流板可使正俯仰力矩减少62%,其原因是扰流板降低了机头涡涡量及其诱导产生的法向力,减少了机身前体对正俯仰力矩的贡献。该控制技术的缺点是扰流板会带来一些升力损失和附加阻力。基于尖侧缘机身参考宽度的雷诺数为2.59×10⁵。     

Trades and problems in the definition of the Columbus operation concept

This paper describes rationale, criteria and resulting concepts and problematics related to Columbus/Space Station operations.Its content, whilst acknowledging basic operational principles developed by NASA, is based on ESA and European National studies and its conclusions illustrate a consistent and coherent European approach.Starting with the European experience in unmanned and manned operations, the essential new features of the operation of the foreseen manned orbital infrastructure are briefly described. The main aspects governing the approach to future space operations design and implementation are highlighted and criteria for assessing this implementation are discussed.This is followed by illustrative discussion of how specific operational functions can be implemented.Problems and unresolved issues are also identified. rf;)