航天服隔热材料技术研究进展

为明确我国未来航天服被动热防护技术的应用发展方向,结合国内外在用近地轨道航天服隔热材料技术的发展现状和先进航天服隔热材料的设计需求,对先进航天服隔热材料的相关研究进行了评述.目前,多层隔热组件是在近地轨道和月面等高真空环境下隔热效果最理想的材料,但为提高服装的活动性能和对空间环境的适应能力,需作进一步改进.纤维类材料在航天服隔热应用方面具有传统优势,但在面向火星任务为代表的低真空环境的深空探测中,未能达到热导率和材料厚度相结合的隔热目标;气凝胶类材料具有较低的热导率,在火星大气环境下具有最好的隔热性能,但无法规避粉尘污染及机械耐久性等问题.研究具有更细纤维尺度和特殊空隙结构的纤维种类,制备具有柔韧耐久特质的有机气凝胶材料,探索具有不同技术优势的材料的组合应用,将成为解决未来先进航天服隔热问题的主要途径.     

液压过载保护牵引杆在刹车工况下的应用仿真

飞机地面牵引过程中因突发事件等因素意外刹车时,通常会产生较大牵引载荷,当其超出飞机部件受力载荷限制,就会造成事故.因此,提出一种具有液压过载保护特性的牵引杆方案,并以B737-800机型为例,基于Adams建立了含接触碰撞的“牵引车-牵引杆-飞机”多体系统模型,对牵引飞机实施刹车过程进行仿真,对采用常规牵引杆和过载保护牵引杆的牵引载荷变化情况进行对比.结果表明,液压过载保护牵引杆可有效削减刹车时引起的牵引载荷峰值.     

热防护设计分析技术发展中的新概念与新趋势

热防护材料/结构是实现临近空间飞行器高速飞行的一项关键技术,近年来一些新的设计与分析方法不断涌现。本文对这些新的设计与分析方法进行了论述,综合分析后可以看出:热防护材料设计开始从原子、分子尺度出发,根据使用需求设计材料,并发展主动防护与控制环境技术;热防护结构设计在原有防热/承载一体化设计基础上,向多元化以及多功能一体化方向发展,同时积极发展新机制热防护概念设计;热防护分析方法更加注重复杂真实服役状态下多尺度、多物理场及非确定性的精细化分析。这些新概念和新技术有望给热防护技术带来革命性的进步。     

转台直流伺服控制系统保护电路的实现

从电气系统方面出发 ,提出了用于转台的几种保护电路的实现方案。     

Biological assessment of Ariane 5 fairing

United Nations Space Treaties [10 and 11] require the preservation of planets and of Earth from contamination. All nations part to these Treaties shall take measures to prevent forward and backward contamination during missions exploring our solar system. As observer for the United Nations Committee on Peaceful Uses of Outer Space, the COSPAR (Committee of Space Research) defines and handles the applicable policy and proposes recommendations to Space Agencies [COSPAR Planetary Protection Panel, Planetary Protection Policy accepted by the COSPAR Council and Bureau, 20 October 2002, amended 24 March 2005. http://www.cosparhq.org/scistr/PPPolicy.htm.]. The goal is to protect celestial bodies from terrestrial biological contamination as well as to protect the Earth environment from an eventual biohazard which may be carried by extraterrestrial samples or by space systems returning to Earth. According to the applicable specifications, including in our case the French requirements [CNES, System Safety. Planetary Protection Requirements. Normative referential CNES RNC-CNES-R-14, CNES Toulouse, ed. 4, 04 October 2002.], the prevention of forward contamination is accomplished by reducing the bioburden on space hardware to acceptable, prescribed levels, including in some instances system sterilization, assembling and integrating the appropriate spacecraft systems in cleanrooms of appropriate biological cleanliness, avoiding or controlling any recontamination risk, and limiting the probability impact of space systems. In order to prepare for future exploration missions [Debus, A., Planetary protection: organization requirements and needs for future planetary exploration missions, ESA conference publication SP-543, pp 103–114, 2003.], and in particular for missions to Mars requiring to control the spacecraft bioburden, a test program has been developed to evaluate the biological contamination under the fairing of the Ariane 5 launcher.     

基于LMI的涡扇发动机抗积分饱和PI控制

针对航空发动机控制计划中加减速供油线对主燃油限制的控制计划,基于状态空间理论和线性矩阵不等式LMI(Linear Matrix Inequality)的方法,提出了用于解决航空发动机控制中由于主燃油供油量超加减速供油线后导致控制效果明显变差甚至出现震荡问题的抗积分饱和IWP(Integral Wind-up Protection)算法,给出了同时保证闭环稳定性和饱和抑制性的LMI解。以某涡扇发动机为被控对象,基于LMI方法在已有的控制器上进行了IWP的设计,并进行了发动机非线性动态系统性能仿真验证。结果表明,在已设计的PI控制器结构中嵌入IWP补偿器构成具有抗积分饱和作用的PI控制器,能提高控制系统的动静态性能。     

电磁脉冲武器对飞机的影响及防护

介绍了电磁脉冲武器的工作原理和特点.分析电磁脉冲武器的作战效能以及对飞机的电磁效应.研究了电磁脉冲的防护措施,并在最后谈及飞机电磁脉冲防护的重要性.     

超燃冲压发动机唇口气动热计算研究与分析

采用数值模拟方法,对超燃冲压发动机进气道唇口的气动热进行了计算和分析.依据唇口与前体激波所处相对位置的不同,分三种情形进行了计算研究.结果表明,三种情形下,进气道前缘驻点热流均大于头部.通过算例验证,证明该方法和结论的正确性.研究表明,激波干扰以及前体激波压缩后超声速来流使唇口热流增大,热防护和结构设计时应当予以充分考虑.      

空间拓宽思想在终端区飞行程序中的应用初探

为建设安全高效的机场体系,优化飞行程序保护区,缓解终端区流量瓶颈问题,通过分析对比三种飞行程序保护区设计标准及准则,采取按照最低保护区标准集成各种程序。提出飞行程序保护区设计的空间拓宽思想,采用单向穿越高度组织基础上的双层规划思想及其计算方法,构造一个多目标双层规划描述单向穿越高度交通组织优化问题。本文为飞行程序设计提出了新的飞行程序设计优化思想。     

面向安全的内存管理子系统研究

以开发具有自主知识产权的军用安全OS为背景,基于最新版本Linux内核,分析并设计安全内存管理子系统.依据可信计算机系统评估标准,将安全OS的功能需求依次映射到内存管理子系统,初步提出安全内存管理子系统的四个功能:进程隔离、防止内存信息泄露、内存访问控制,虚拟内存保护;在分析Linux内存管理机制的基础上,采用安全增强法,从安全相关和硬件相关出发分解核心程序,提出安全增强型内存管理子系统的设计方案,并对各部分进行了分析和实现.