二硅化钼发体件的热弯研究

研究了高温烧结发热体坯体的烧结工艺对热弯的影响,使用SEM观察高温弯曲试样的表面形貌及成分分析,通过表面防护的保护措施,防止高温烧结时发热体坯体的渗碳发生。结果表明,保护性高温烧结工艺的发热体可进行热态弯曲成形,表面没有发现裂纹,试样中的气孔已明显球化。     

近地热环境参数对航天器温度影响浅析

介绍了目前国际上普遍采用的近地轨道热环境参数与传统参数之间的差异。对不同轨道的两个航天器,分别按两种参数取值进行了温度计算。结果表明,与国际上目前采用数值相比,采用传统的热环境参数值会使得计算的高温工况外热流偏低,而使低温工况时外热流偏高,从而对航天器内部温度会造成1℃～2℃的偏差。     

点火能量对脉冲爆震发动机性能的影响

针对以汽油-空气为推进剂的吸气式脉冲爆震发动机,研究了点火能量及工作频率对发动机点火-起爆时间和发动机推进性能的影响。结果显示,随着点火能量的提高,点火-起爆时间逐渐减小,脉冲爆震发动机平均推力逐渐增加。随着发动机工作频率的提高,点火-起爆时间也逐渐减小,发动机稳定工作的最佳油气当量比减小,发动机平均推力接近线性增加;但是点火能量对发动机点火-起爆时间的影响随着工作频率的提高而有所降低。     

升温与加载顺序对NiTi纤维圆柱体应力分布的影响

利用具有预应变NiTi纤维的圆柱体剪滞模型,在一定的简化条件下,求得纤维轴向应力及界面剪应力解析表达式.针对马氏体逆相变过程,在先加外载后升高温度与先升高温度后加外载两种条件下,对纤维和界面的应力分布以及马氏体逆相变开始温度的确定进行分析.计算结果表明,由于纤维轴向应力对相变温度存在影响,升温与加载的顺序不同其应力分布也不同.先加外载后升温时,NiTi纤维逆相变开始温度较高,逆相变过程较短,因此纤维轴向应力及界面剪应力较小.     

气动加热下高速尾翼的热颤振分析

运用MSC.Nastran软件对高速飞行器尾翼在不同温度下的模态进行分析,并采用p-k法对尾翼进行了颤振分析.结果显示,气动加热使得结构的固有频率不断降低,并最终降低飞行器的颤振速度,从而影响飞行器的稳定性.而对于温度分布均匀的结构,主要是材料性能的降低使得颤振速度下降.     

飞行器表面三维流场与固壁温度场的耦合分析

分析了飞行器表面温度场形成的物理机制,建立了飞行器蒙皮温度场耦合计算的理论模型,较为完整的考虑了各种热源对飞行器蒙皮温度的作用.采用有限体积法和重整化群RNG(Renormalization Group)k-ε湍流模型对流场求解N-S方程,蒙皮固壁中采用热传导模型,采用离散坐标法DOM(Discrete Ordinates Method)计算蒙皮固体壁面对外界大气的辐射.通过数值计算研究了飞行高度、马赫数和内热源对蒙皮温度分布的影响,以及高度及马赫数对飞行器表面气动加热的作用.结果表明,该方法适合考虑飞行器外部流场、固壁等多种热源作用的温度场数值模拟.     

座舱瞬态热载荷的计算与仿真

以我国新一代战斗机的研制为背景,提出了高精度的飞机座舱瞬态热载荷的计算与仿真方法.与传统的计算方法相比,通过联解传导-辐射-对流耦合的控制方程以求出蒙皮温度、座舱各壁面温度,同时考虑了透过舱盖、风挡等透明体的太阳辐射对舱内驾驶员、座椅及仪表盘这类内表面温度和舱内空气温度的影响.通过将座舱内外壁面和舱内空气作为一体联解方程组后,结合某飞行剖面求解了飞机座舱实时瞬态热载荷,并比较了采用本方法与传统方法对计算精度的影响.      

双通道接收机在单脉冲雷达中的应用

现代精密测量雷达多采用双通道接收机,文章从设计、使用的角度出发,对音频调制双通道接收机和0/π调制双通道接收机进行了讨论,并着重从测角体制上分析与比较这两种调制双通道接收机的性能及其特点。同时也指出了0/π调制双通道接收机应用中要注意的问题。文章最后还列出了双通道接收机角性能方面的实验数据。     

星用成形放大器

设计一个卫星上辐射测量系统中的成形脉冲放大器。成形方法采用准高斯成形方法,成形时间常数为1.6μs。放大器采用多级负反馈放大器结构形式,总放大倍数约4000倍。器件采用低功耗集成运算放大器。总的功率为16mW,质量约为20g。     

返回式卫星主动段热控设计

我国的一种返回式卫星发射时未设整流罩,星体直接受到气动加热。利用热惯性法进行主动段热控设计,理论计算值、试验值均未超过飞行测量数据,说明设计和计算是合理的。