多层结构设计在吸波材料中的应用

简述了多层结构吸波材料设计的理论模型、设计原则及优化设计方法,从吸收剂材料的电磁特性方面总结了多层结构吸波材料的特点,详细论述了多层结构设计对吸波材料性能的影响,最后提出了多层吸波材料的技术难点和发展趋势。     

民机地板以下结构参数变化对机身适坠性能的影响研究

为了确保乘员在可生存事故中存活,民机结构必须具备适坠特性.适坠性设计的关键部位为地板以下结构,包括底框、行李舱底部结构和行李舱支柱三个元素.对民机典型机身结构进行了简化,利用LS-DYNA建立了1/4缩比动力学仿真模型,利用该模型考察了行李舱支柱位置、角度及行李舱高度变化对机身坠撞特性的影响,仿真结果表明合理选择行李舱支柱位置、角度及行李舱高度参数可以大大改善民机机身结构的适坠性能.     

电阻型容性频率选择表面吸收体吸波性能研究

提出一种由Salisbury屏衍生而成的新型雷达吸波材料--电阻型容性频率选择表面(FSS)吸收体.采用有限元软件对吸波性能进行研究.研究表明,FSS单元方阻R,参数p和a以及介质层厚度h对FSS吸收体吸波性能均有较大影响.通过大量计算发现,FSS单元方阻在100～200Ω/□之间,p取0.05时具有较好的吸波性能.发现重要的"2h规则".指出在介质层厚度较大的情况下很难充分发挥FSS的作用,一般要求介质层厚度不大于5mm.通过实验对数值计算结果进行验证,结果表明两者基本吻合.另外,数值计算以及实验结果均表明,通过合理的参数选取,与Salisbury屏吸收体相比而言,FSS吸收体可在厚度较小的情况下实现低频吸收,并且具有较好的带宽特性.     

含孔平面编织混杂铺层层合板压缩性能

对含孔平面编织混杂铺层复合材料层合板的压缩性能进行试验研究,考察铺层比例和铺层顺序对其压缩破坏和压缩强度的影响, 然后利用点应力判据和平均应力判据进行层合板剩余压缩强度的估算.结果表明0°铺层比例的增加,提高了层合板的剩余压缩强度;(±45) 编织铺层比例在20%～25%之间有助于提高层合板的剩余压缩强度;点应力判据和平均应力判据适用于这种混杂铺层层合板的剩余压缩强度的估算.     

高超声速和定向能武器将改变未来作战

第一批高超声速和激光武器的出现将改变未来作战。高超声速武器为作战人员提供了在几分钟内打击数千千米外重要时敏目标的能力;定向能系统可以以光速对抗威胁,并为不断演变的挑战提供新的防御,同时还可显著减轻与常规动能武器系统相关的后勤负担。从2021年开始,美陆军快速能力与关键技术办公室(RCCTO)将开始执行这些战场首创。     

高功率中距离2.45GHz微波输能系统

微波输能技术是空间太阳能电站、空间飞行器供能和无线传感网络领域的关键技术。本文设计了一套工作于2.45 GHz的高功率中距离微波输能系统,主要包括微波功率发生器、整流天线和收发天线。其中,微波功率发生器最大输出功率为53.272 dBm（212 W）时,末级放大器的漏极效率可达57.612%;当输入功率为30 dBm,负载为260 Ω时,整流电路整流效率达到75%;采用简单的抛物面天线,传输距离为8m的情况下,波束捕获效率能够保持在45%以上。实测200W时微波发生器效率为49.3%,整流电路效率为63%,在波束捕获效率为45%时,理论计算的该系统直流到直流传输效率可以达到14%。     

“两能三元四步”现代学徒制人才培养模式构建探究

现代学徒制是"师带徒"与现代职业教育体系深度融合的一种新型校企合作育人模式,是当前职教改革发展的一个热点方向。针对我国职业院校面临的传统技能人才培养困境,从制度设计、任职资格、师资队伍等维度系统地提出了"两能三元四步"现代学徒制人才培养新模式,为企业技能人才培养途径和职业院校教学质量的提高提供了新的参考。     

损伤演化对Ti6Al4V高速切削仿真结果的影响

利用ABAQUS有限元分析软件建立了Ti6Al4V二维切削仿真模型,在模型其他参数（本构参数、初始损伤参数等）固定不变时,得到了不同损伤演化特征参数（断裂能）取值下的切削力、切削温度和切屑形貌,以此来研究损伤演化过程对仿真结果的影响。研究发现随着断裂能取值的减小,仿真的切削力、切削温度会降低,切屑的锯齿化程度会变得严重。在切削速度为180 m/min,进给量为0.1 mm/r的条件下进行了Ti6Al4V正交切削实验,测量了切削力,将仿真得到的主切削力和切屑锯齿化程度与实验结果进行对比,确定了适合本研究建立的仿真模型的合理断裂能值。结果表明,在使用此断裂能取值时,仿真得到的切削力和切屑形态与实验值有很好的一致性。在消除了能量密度对仿真模型的影响后,进行了4组验证实验,仿真结果与验证实验的结果相吻合,证明了断裂能取值的准确性。     

考虑建模误差的某型火箭末级制导方法研究

运载火箭末级发动机点火后,在制导系统的导引下,火箭最终抵达入轨位置、取得入轨速度,卫星进入运行轨道。火箭末级飞行动力学模型为非线性微分方程形式,难以利用解析方法得到火箭姿态变化特性,进而控制火箭飞行过程中的状态变量。将火箭入轨约束条件转化为最优控制的性能指标函数,利用庞德里亚金极小值原理与牛顿梯度法相结合的方式来解决动力学方程求解问题,得到末级飞行标准轨道;火箭动力学建模过程中,由于参数难以精确计量等的影响,存在建模误差,导致火箭实际飞行轨道会偏离标准轨道。对模型进行线性化处理,引入状态反馈,可以使实际飞行轨道接近于标准轨道,提高卫星荷载入轨要求精度。仿真结果表明:该制导算法可较好地减小火箭载荷入轨误差。