Shock protection of penetrator-based instrumentation via a sublimation approach

It is often necessary for space-borne instrumentation to cope with substantial levels of shock acceleration both in the initial launch phase, as well as during entry, descent and landing in the case of planetary exploration. Current plans for a new generation of penetrator-based space missions will subject the associated on-board instrumentation to far greater levels of shock, and ways must therefore be found to either ruggedize or else protect any sensitive components during the impact phase. In this paper, we present an innovative method of shock protection that is suited for use in a number of planetary environments, based upon the temporary encapsulation of said components within a waxy solid which may then be sublimated to return the instrument back to its normal operation. We have tested this method experimentally using micromachined silicon suspensions under applied shock loads of up to 15,000g, and found that these were able to survive without incurring damage. Furthermore, quality factor measurements undertaken on these suspensions indicate that their mechanical performance remains unaffected by the encapsulation and subsequent sublimation process.     

导弹发射装置的总体设计方法

Anew method in system design of ejecting devices of missiles is first presented.Some important points are dis-cussed,which guid the research and development of new ejecting devices of missileg,amd provid the foundation flr thw design of mew ejecting device is provided.The system design includes the distribution of techmology specifica-tion,3-D solid modeling of ejecting devices of missiles im-ported from abroad,the design of pmeumatic device sys-tem,the design of ejecting mechanism system,the predic-tion of reliability and the experimental analysis,etc.     

导弹发射装置的总体设计方法(英文)

提出了一套新型导弹发射装置的总体设计方法 ,对其中的重要问题加以讨论并指导新型导弹发射装置的研制 ,为新型导弹发射装置的设计提供依据。导弹发射装置总体设计涉及的内容包括 :导弹发射装置技术指标的分配 ,国外引进的导弹发射装置的实体建模、气压传动装置的设计、弹射机构装置的设计、导弹发射装置的可靠性预测及导弹发射装置的实验研究。本文将就这几个问题展开深入研究。     

基于脑力负荷飞机座舱视觉显示界面优化设计

在飞机座舱视觉显示界面设计阶段,利用脑力负荷的综合评价,确定最佳设计方案.综合3种脑力负荷评价方法(主任务评价法、生理测量法、主观评价法),建立了飞机座舱视觉显示界面脑力负荷综合评价模型,对设计方案进行优化选择,并进行实验例证.在某型号歼击机视觉界面的不同设计方案中,利用这套评价模型,在降落任务下,得到了不同视觉界面的脑力负荷综合评价值,其中最佳脑力负荷值的设计方案也符合国军标中关于视觉界面的设计原则.在飞机座舱视觉界面脑力负荷的设计阶段,这套评价系统在设计阶段能够给出一个满意的评价结果,对于最终设计方案的确定很有帮助.      

用于连接与分离的非火工装置

文章主要介绍了几类航天上可用于连接与分离的非火工装置,如基于形状记忆合金(SMA)的连接释放装置,石蜡驱动器,低熔点材料释放装置。非火工装置具有冲击力小、无污染以及可重复使用等优点,非火工装置的这些优点正好是火工装置的不足之处,所以在不能使用火工装置的条件下可以考虑使用非火工装置。文章对接分离装置有一定的参考价值。     

利用节流网扩大飞行台试验包线

本文提出了在被试发动机前安装节流网扩大发动机飞行台试验范围的一种方案,给出了相应的节流网设计、计算方法,得到了扩大的飞行试验包线。利用气流流过某型飞机进气道防尘网的总压损失数据,对节流网计算方法的准确性进行了论证。     

超燃冲压发动机燃烧室空气节流技术研究

为考察空气节流对超燃冲压发动机燃烧室的影响,非定常数值模拟和地面实验相结合证实了空气节流可以实现超燃燃烧室燃料稳定燃烧,研究了节流位置、节流流量、节流撤去时间对节流效果的影响。结果表明:在燃烧室入口马赫数2,静温548.8K,静压101555.9Pa条件下,745mm处节流时,激波串稳定时间较短,稳焰失败;875mm处节流时,火焰稳定成功。随着节流流量和节流撤去时间的增加,燃烧越来越剧烈,壁面压力逐渐升高,可能影响进气道的起动,对于本文来流条件,30%入口空气流量作为节流流量是合适的,440ms以前撤去空气节流是恰当的。     

变推力液体火箭发动机中针栓喷注器研究综述

为总结变推力液体火箭发动机中针栓喷注器的研究成果和梳理未来的发展方向,本文综述了该领域的研究进展。首先介绍了针栓喷注器的基本概念和研究意义,然后从设计原理、工程研制、雾化特性和燃烧特性等方面介绍了针栓喷注器的研究历史和现状,最后展望了针栓喷注器的发展趋势及需要研究的一些科学问题。分析表明,液液针栓喷注器、气液针栓喷注器的雾化特性和燃烧特性都还需持续开展研究。雾化特性中特别需要关注的是雾化角、混合特性和下漏率,还要探索针栓喷注器在反压下的雾化特性。燃烧特性中需要深入研究温度分布、火焰结构和燃烧稳定性。     

基于Pro/E的三维总剂量分析软件实现及其在微小卫星中的应用

微小卫星基于成本和重量的考虑使用了大量COTS(commercial off-the-shelf,商用货架产品)器件。总剂量效应是制约COTS器件航天应用的主要因素之一。为了更加准确地计算COTS器件的辐射剂量,避免过设计,采用Pro/E二次开发技术自主开发了三维总剂量分析软件。与商业软件Space Radiation在简单模型上进行了对比验证,结果表明自研软件计算结果可信。采用自研软件对在研的型号开展三维总剂量分析,降低了对总剂量敏感器件的抗总剂量要求,减小了屏蔽厚度。     

无引线镀金表面贴装器件搪锡技术

针对无引线镀金表面贴装器件(如CLCC等封装类型器件)的手工智能焊台搪锡技术、手工锡锅搪锡技术、返修工作站搪锡技术进行了介绍和讨论,并比较了三种搪锡技术的性能特点,给出了适合无引线镀金表面贴装器件搪锡的最佳方案。