金属多层膜超晶格结构研究

用高分辨的三晶体x—射线衍射仪测量了Zr、Cu金属交替的多层膜的x—射线小角反射谱。用扩展了的Born—wolf光学模型对Zr、Cu多层膜的x—射线小角反射数据进行了定量分析。结果表明，该金属多层膜在其生长方向具有超晶格结构。在两层金属膜之间的界面上，由于内扩散，形成了界面交混层，它使x—射线小角反射所产生的高阶Bragg峰的强度减弱。由于两种金属膜的晶格不匹配，使高阶Bragg峰加宽。界面的粗糙度可用来模拟x—射线小角反射曲线的阻尼振荡效应。     

航天型号项目成本估算方法研究与实现

介绍了国内外航天型号研制项目成本估算的研究现状,分析了航天型号研制项目成本估算的作用与特点。研究了参数成本估算法、工程成本估算法、类比成本估算法、外推成本估算法、仿真模型法和综合成本估算法等方法。给出了用综合成本估算法估算的风云四号气象卫星研制成本算例。     

混合三元系超大集

对于三类混合三元系超大集Ti-OLGD（v）（i=1,2,3）,T1-OLGD（v）和T2-OLGD（v）的存在谱已经完全解决了,而对于T3-OLGD（v）的存在性问题,所知结果很少。本文利用代数和组合设计相结合的方法,主要利用有限域的相关知识,对于T3-OLGD（q-1）（q为素数幂）,给出了一种新的构造方法,从而得到了一系列的结果。     

航天软实力、国际化与航天强国的概念

文章分三个部分就近年来国内航天界经常使用的三个名词——航天软实力、航天国际化和航天强国,分别对其概念和内涵进行简明的解释。     

地球同步卫星BSR硅太阳电池阵输出功率衰减规律分析

长期受粒子辐照、紫外辐照等因素的影响,地球同步卫星的太阳电池阵输出功率会出现较为明显的衰减。这里选取某地球同步卫星使用的背表面反射(BSR)硅太阳电池阵为研究对象,采用光强因子和温度因子修正太阳电池阵的输出功率,使用局部加权回归散点平滑法(LOWESS)分析了其在设计寿命期间的输出功率衰减规律;同时基于LOWESS建立了预测模型,用于硅太阳电池阵超寿运行期间的功率预测。实测数据表明:本文构建的预测模型可以满足超寿地球同步卫星在轨管理使用需求。     

基于DELMIA的飞机货物可装载性平台设计

现阶段国内航空货运时间周期中95%要用在航空货运站,尤其是收货时对于特殊尺寸的货物能否装入窄体客机货舱的判断耗时较多。为了解决这一问题,在Visual Studio环境下,利用基于V5 Automation的DELMIA软件二次开发技术,建立了数据库,设计了货物可装载性判别应用平台,利用折半查找法实现货物数据与货舱装载...     

商用飞机经济效益评价指标体系构建和评价分析

目前,国内外缺乏面向制造商的对商用飞机经济效益进行综合分析和评价的研究。通过技术经济的价值理论和飞机设计工程相结合,建立面向制造商的商用飞机经济效益评价指标体系,确立成本、产品、商务、市场等四个层面的指标,构建三层指标体系,并以灰色评价方法对某款飞机的经济效益进行分析。结果表明：该体系科学地反映了商用飞机技术能力和市场...     

多种失效模式相关的机构运动可靠度计算方法

机构运动中必然存在多种相关失效模式,多为影响机构运动的各类随机变量函数.为了在机构运动可靠性分析中有效考虑多种相关失效模式的影响,建立了考虑多种失效模式相关条件下的机构运动可靠度计算模型,并实现了对多种失效模式相关条件下的机构运动可靠度计算模型的求解,为考虑多种相关失效模式下的机构运动可靠性分析提供了一种有效途径.以6408滚动轴承为例,进行100 000抽样计算,考虑失效模式相关条件下运动可靠度为95.998 9%.该方法精度较高,具有一定的理论意义和应用价值.     

基于试验的电动舵机模型辨识

目前电动舵机模型的建立基本上是基于理论的数学推导,所建立的舵机模型与实际舵机模型存在一定的误差。针对此问题,提出一种基于试验实测数据建立舵机模型的方法,搭建自动数据采集试验平台,采用组合窗法对实测数据进行频域转换,得到舵机的频率响应函数并采用非线性最小二乘法辨识舵机模型。对辨识得到的数学仿真结果与实际舵机响应比较,在频域,整个频段内幅频特性最大绝对误差1.9 dB;在时域,仿真模型跟踪实际舵机角度的最大误差1.5°,延迟时间10 ms。结果表明,基于试验数据建立的舵机仿真模型能很好地模拟实际舵机。     

翼型舵面偏转非定常流动数值模拟

针对NACA0012翼型舵面偏转问题,数值模拟了不同参数对翼型气动特性的影响。基于非结构动网格技术,采用ALE有限体积描述下的二维可压缩非定常N-S方程,计算通量采用Vanleer格式、时空二阶格式,利用Venkatakrishnan限制器抑制数值振荡。非定常计算结果表明,NACA0012翼型绕1/4弦点作周期性俯仰振动的升力系数和俯仰力矩系数结果与实验数据吻合良好,验证了数值方法的准确性;在翼型舵面表面有分离区产生,升力系数和俯仰力矩系数形成滞回环,在亚声速情况下,滞回环幅值较小,进入超声速阶段以后,幅值增大,随着翼型间缝隙宽度逐渐增加,翼型升力系数和俯仰力矩系数与无缝翼型相比逐渐降低。