复合固体推进剂性能的一个转折点

复合固体推进剂其结构可视为有机液体粘合剂和无机固体填料两部分组成。其固体填料的重量百分数已达八十以上。所以固钵填料的含量,颗粒级配,颗粒形状及颗粒的表面性质将对装药工艺和推进剂药柱性能产生很大影响。本文通过对固体氧化剂颗粒的性质研究,并对氧化剂颗粒对药浆流变性、力学性能和燃烧性能影响的资料作了初步分析发现:在氧化剂颗粒临界直径附近处,各项性能存在着一个转折点。我们可以利用这个转折点来进行配方设计,调节配方性能的依据。对该转折点的认识,将有利于进一步开展性能研究和预测,对转折点存在的机理也有待于进一步探讨。     

双语世界

神六发射时，火箭点火起飞时的瞬间，看到从火箭上掉下来许多小碎片，当时非常担心，后来听说是保温层，请问火箭部要用保温层吗？我们知道，发射运载火箭时，发射场的环境温度对火箭能否成功发射有重要影响，无论温度过高还是过低，都直接影响火箭的腾飞，因而一般对火箭要采取隔热保温措施。     

离心铸造过共晶Al—Si合金自生梯度功能材料的研究

在离心力场下过共晶Al-Si合金熔体中的初生硅发生向内周方向的偏移,改善了组织,并在凝固后形成倾斜分布,由此带来诸如硬度、耐磨性、热膨胀系数等性能的梯度变化,从而形成一定意义下的梯度功能材料。     

大型飞机的极限飞行状态研究

根据国家民用航空局的适航条款与咨询通告要求,飞机研制单位需表明飞机的失速/过失速特性以及改出特性,该项试验属于飞机的极限边界飞行和超包线飞行。原型机实施该项试验存在极大的风险,历史上出现过多起机毁人亡的重大事故。原型机缩比模型自由飞试验可以捕捉到模型静态测力试验条件下所未发现的飞行动态特性,以及检验飞机在危险状态下的改出能力,降低原型机失速试飞的风险。某大型飞机在失速试飞前利用模型自由飞试验技术检验了飞机在极限飞行条件下的动态特性,确认了飞机在失速条件下存在偏离以及发展稳定尾旋等;同时确认了飞机具备失速改出能力,采用“三中立”、“反舵,推杆”和“实施开反尾旋伞”均能迫使飞机改出失速/过失速状态。     

典型过失速机动运动规律建模研究

对典型过失速机动的运动特性进行了分析,根据其运动特点将过失速机动的运动过程分解为定直飞行、快速俯仰和绕速度矢量旋转三种基本运动的组合。选取基本运动的关键参数,并针对关键参数建立过失速机动的运动模型。模型计算结果和飞行仿真结果的比较表明,所建立的运动模型在过失速机动中的应用是可行的。     

基于粗集和支持向量机的雷达信号识别法

结合粗集的属性约简和支持向量机的分类机理,提出了一种融合算法.应用粗集理论的属性约简过程作为数据的预处理,把冗余的属性和冲突的对象从决策表中删去,却不损失任何有效信息;然后利用支持向量机进行分类识别.这样可以大大降低数据维数,减小支持向量机分类过程中的复杂度,在不同程度上避免了训练模型的过拟合现象,且分类性能更加优越.最后通过对雷达信号识别的仿真实例说明了上述方法的有效性.     

过江输水管单层管片结构裂缝参数计算分析

首先基于弹性地基曲梁的理论和计算方法建立了管片的控制微分方程,根据圣维南原理推导了裂缝间距相应中心角应满足的卓越方程,并由此得出了管片在不利荷载组合作用下产生的裂缝间距,进而分别确定了在相同和不同裂缝间距情况下的裂缝宽度,并进行了实例计算,与规范计算相比更接近实际情况,说明可以采用本文的建议方法分弧段进行裂缝参数计算.     

力限控制技术在卫星承力筒振动试验中的应用

针对振动试验中存在的过试验问题,以卫星承力筒振动试验为例,建立了振动台和承力筒二自由度耦合分析模型,通过仿真计算得到承力筒所受作用力的值。在振动试验中进行力测量,验证了模型的可靠性。通过理论计算与试验数据比较,对振动试验的过试验程度进行了分析。进行了力限控制试验摸索,对加速度控制和力限控制的效果进行了分析对比。     

双过临界喷管充气混合装置

双过临界声速喷管充气混合装置能够快速、均匀地混合两种气体,其背压适用范围比临界声速喷管提高了４０％,性能良好,结构简单。经边界层修正、实态标定和色谱检验、混合效果良好。适用 种燃烧、爆轰实验的气体混合。     

基于WPI的多操纵面飞机积分滑模容错控制

针对含位置和速率限制、故障重构存在误差和时滞下的过驱动飞行器损伤故障的容错控制问题,提出了一种基于动态自适应加权伪逆法(WPI,Weighted Pseudo Inverse)的积分滑模主动容错方法.采用指令限制模块对饱和控制信号及瞬时干扰进行限制,设计了动态自适应控制分配律逐步减小指令饱和,同时通过故障估计值修正控制分配律来直接补偿气动力损失,降低了故障对系统稳定的影响;设计积分滑模律实现了含重构不匹配和时滞的稳定控制.仿真结果表明,所设计的控制器能快速准确地跟踪参考指令,对时滞具有较强的鲁棒性,同时对损伤故障具有较强容错能力.