航空发动机减速器一级内齿圈振动分析

从分析减速器的结构、特点入手，进行了内齿圈的组合加扭静频试验和整机测振试验。通过对试验数据的对比分析，提出了在工作转速范围内避免一级内齿圈断裂的减振措施。     

高加速度,高性能固态加速度计的研制

本文介绍了由美陆军导弹司令部主管的，用在先进功能导弹（ＡｄＫＥＭ）开发项目上的高性能，高ｇ值的战术加速度计的研制进展情况，加速度计的设计目标就是在整个２０ｇ的软发射阶段、１２００ｇ的助推阶段及低ｇ值的巡航阶段提供捷联战术导航级的加速度信息。加速度计所提供的加速度测量精度必须满足５００ｍ距离内导航精度为０．５ｍ（ＣＥＰ），即加速度计具有以１ｍｉｌｌｉ－ｇ分辨率测量１２００ｇ加速度的能力。先进功能导弹     

具有系留功能的分瓣顶破式易碎盖试验与数值研究

针对提出的导弹发射箱盖发射时无抛出碎块的新要求,对具有系留结构的顶破式复合材料易碎盖的承压和顶破性能进行了试验研究和数值预测。分别建立了易碎盖的静态承压有限元模型和顶破动力学有限元模型。在顶破动力学有限元模型中,基于Von-Mises失效准则编写了VUMAT子程序,使用膜单元和单元删除方法分别对系留功能和薄弱区的损伤演化进行了模拟。与试验结果相比较,有限元模型计算的最大变形和顶破力的误差分别为2.74%和7.49%,验证了模型的合理有效性。基于有限元模型,分析了相关结构参数的变化对易碎盖最大变形和顶破力的影响规律。结果表明,最大变形随易碎盖厚度的增加呈线性下降趋势,而顶破力随易碎盖厚度和弧向薄弱区宽度的增加,分别呈线性和非线性上升趋势。在试验和数值分析结果中,系留结构对分瓣盖体均有良好的系留功能。该文所进行的研究为无抛出碎块复合材料易碎盖的设计与分析提供了可行的方向。     

旋转惯导中转位电机控制算法对导航精度的影响分析

随着陆用和海用装备对导航系统高精度、快速性和长航时要求的提高，旋转惯导成为满足这些要求的重要技术路线之一。旋转惯导中转位机构的转动精度、加减速平稳性和启动速度等成为影响姿态解调精度的关键因素。初始对准、转位调制和姿态解调特性表明，旋转惯导对电机控制的要求为速度平稳、加速度可控。为此，分析了现有的分段速度控制算法和基于S曲线规划的电机控制算法对导航精度的影响。仿真和试验表明，满足转位过程平稳连续、加减速可控的要求，实现了位置转动精度提高、加减速过程的对称性，避免了速度超调过大对电机可靠性的不利影响。     

耐高温复合材料在火星探测器着陆器减速伞筒盖结构上的应用

针对火星探测器着陆巡视器减速伞筒盖结构在轨运行耐温度交变、辐照等空间环境和再入过程耐温度冲击性能需求,重点开展了筒盖复合材料耐温匹配性、力学性能、耐空间环境性能以及制件成型工艺研究。结果表明,选用J-168-1胶黏剂、J-245胶黏剂及T300/QY8911复合材料制备的试件通过各项性能试验考核,均能满足筒盖结构的设计指标要求。筒盖产品力学性能稳定,成型工艺可行性良好,最高瞬时使用温度可达200℃,经历空间环境模拟后力学性能保持率均在80%以上,耐高温、耐空间环境性良好。产品已成功装星发射,并在着陆巡视器落火阶段成功弹出分离,圆满完成使命。     

燃气冲破式易碎盖冲击载荷与变形预测

采用高精度数值模拟技术对开盖前发射箱内冲击波演化规律、后盖不同开盖时刻前箱盖载荷分布以及不同载荷加载方式下前盖承压变形进行了计算分析。研究结果表明：冲击波以约450 m/s的速度在箱内沿轴向传播，棱台箱盖中心区域压力大于斜面区域。后盖开盖时间距离发动机点火时间越长，燃气到达前盖的压力峰值越大，综合考虑箱内设备的安全与开盖可靠性，在0.95 ms时刻开盖时性能最优。通过对棱台型易碎前盖燃气载荷分布研究，应按照平台区域和斜面区域进行分区域变形预测，相比较平均载荷加载更有利于盖体薄弱部位设计。