纤维复合材料设计优化与工艺因素

纤维增强树脂基复合材料设计容许值的优化,要比金属复杂的多。文中将复合材料与金属加以比较,以了解复合材料设计容许值优化的特殊问题。讨论了各种因素对设计容许值的影响,包括材料、试验、工艺、模具、质量控制和环境老化等因素。在此基础上对各种复合材料设计容许值的优化提出了建议。     

一种新型混合网络演化模型

提出了一种新的局域网络混合演化模型,该模型中新结点与网络中已有结点的连接数成对数增长,并且在连接方式上区别于BA网络中的优先连接,采用优先连接与随机连接相结合的连接方式,即以概率l-p随机连接,以概率p依照BA网络进行优先连接.对新闻模型进行仿真和理论分析,发现新型混合网络具备局域网络的更多特性,更加接近现实网络.     

引战配合效率各阶段的描述方法研究

对防空导弹引战配合效率概念进行了分析，运用了两种描述防空导弹引战配合效率的方法一条件杀伤概率和概率比，并分别分析了这两种方法使用的不同阶段，条件杀伤概率主要用在导弹的初级设计阶段，概率比由于引入了制导误差加权的概念，用在导弹设计的后期，因此在导弹设计的不同阶段用不同的方法来描述描述引信与战斗部配合效率，将更能体现引战配合设计的合理性．     

指数分布阶段可靠性增长模型的Bayes融合

对满足顺序约束条件的指数分布阶段可靠性增长模型，本文利用共轭型先验分布与由工程专家经验给出的延缓纠正有效性系数，给出了Bayes融合方法，讨论了Baves融合结果的工程物理意义，最后用数值例说明了这些方法。在某型导弹的发动机的可靠性评估中应用了该方法，验证了方法的有效性。     

航天飞机纤维缠绕壳体的抗压强度研究:第一部分—试验

航天飞机起飞的瞬间,其主发动机的点火给予固体火箭助推发动机的纤维缠绕壳体一个很大的弯矩,使复合材料壳体的尾部受到了很大的压缩载荷。由于连接的需要,复合壳体尾部具有很复杂的设计,涉及到嵌入的布带和螺旋层减薄问题。为了研究发射瞬间加载状态下的纤维缠绕壳体性能,开始了试验和分析的综合研究。本文将叙述试验计划的研究结果,包括几台全尺寸和300多台缩比壳体的试验。该计划从短期研制工作开始,其目的是要确定适合的缩比试验样品,以便测定材料的抗压强度。一旦缩比样品确定之后,就开始实施更全面的试验计划来确定缠绕壳体的工艺和设计参数变化对强度的影响。为了验证分析预测的有效性,在模拟发射瞬间的弯曲状态中进行了全尺寸壳体试验。在所有的试验中特别注意观察壳体破坏的顺序,即载荷从螺旋层薄弱部位传递到坚固布带终止部位的复杂过程。     

有分布质量系绳的卫星系统的动力学

以一组偏微分方程建立起的数学模型和采用距离速率控制算法来描述系统的受控运动。创建的递推算法用于计算系统的定常运动和称驻形。根据求解小偏差运动方程和通过边界条件求解特征根以判定驻形的稳定性。给出了模拟结果。     

筒状大长度固体药柱在内压载荷下的响应

本文研究不可压缩的粘弹性圆筒，在轴对称的平面应变条件下承受内压的问题，粘弹性材料采用分数阶导数模型。并用分数阶导数模型拟合固体推进剂松弛模量曲线，用Ｌａｐｌａｃｅ变换和其反变换计算了固体火箭发动机筒段在点火内压建立过程中的位移和应力，得到它们随位置和时间变化的曲线。     

LE-7A发动机喷管问题

在LE-7A发动机的研制过程中,喷管延伸段面临两个主要的问题.即在启动和关机过程中产生大边缘载荷以及再生冷却管路的破坏.研究结果表明,两种大边缘载荷的起因不同,一种是在启动和关机过程中,由于自由激波分离(FSS)和约束激波分离(RSS)的交变引起的.其中约束激波分离也是造成某些再生冷却管路破坏的原因.另一种大边缘载荷是起源于分离点的滞止和突然运动("跳跃")现象.本文集中讨论了两种大边缘载荷引起的LE-7A发动机的分离现象以及在启动、关机过程中喷管延伸段的某些再生冷却管路的破坏的现象.     

纳米铝粉燃烧残余物的粒度分析

在常压下对纳米铝粉、普通铝粉及AP／Al/HTPB推进剂进行了点火试验，用激光粒度分析仪对燃烧残余物进行粒度分析。结果表明：纳米铝粉具有较低的着火点，而普通铝粉很难着火；普通铝粉在推进剂中燃料过程存在显著的凝聚行为，残余物粒度分布无规律，而纳米铝粉的燃烧则无明显的凝聚行为，燃烧物只是在尺寸上有所增大，粒度分布呈现较好的规律；纳米铝粉应用推进剂将有利于提高燃烧效率。     

气体渗碳过程的动态控制

利用气体渗碳物质传递数学模型来仿真计算碳浓度分布，并根据计算结果在计算机上拟合出碳浓度与时间、温度、气氛碳势之间的关系式，此关系式对气体渗碳的动态控制具有指导意义。