发动机气瓶热防护产品绝热性能评定研究

通过批抽检热真空试验,能够评定发动机气瓶热防护产品的绝热性能,由于试验设备和试验工艺过程对产品温升会产生巨大影响,依据绝热材料导热系数测试方法,在试验方法不变的条件下,提出新的试验评定要求:稳态过程中产品温升速率。新的产品测试评定要求,能够客观准确的评定产品的隔热性能,排除设备和工艺过程对评定结果的影响。此评定方法也可用于形状不规则、厚度不一致的整件产品绝热性能评定。     

扩展型面排孔气膜冷却的实验研究

本文设计了三种型面的气膜孔扩展结构,研究了气膜冷却效率、壁面换热系数及流量系数随吹风比的变化规律。研究结果表明,与典型的圆柱形气膜孔相比,有后向扩展型面的气膜孔具有相对较高的冷却效率和换热系数,流量系数略有降低。扩展型面的流向扩展角α对冷却效率和换热系数的影响大于侧向扩展角 的影响。侧向扩展角 只在特定吹风比下才对提高气膜的侧向覆盖率、进而提高气膜冷却效率起作用,它使得位于二次流出流下游的低压区域范围增大,流量系数减小。     

气动系数插值在捕获轨迹试验中的应用

本文叙述气动系数插值在捕获轨迹试验中的交叉核对和轨迹计算中的应用。对外挂物在某一个新的位置上的某些量的误差进行核对,看其是否在允许的范围之内,称为“交叉核对”。交叉核对分为两种,一种是对位置本身的核对,另一种是对气动系数的核对。在轨迹计算的每一个步长中应用气动系数插值,可以使计算更加精细,轨迹更加光滑。本文对气动系数插值作了一些改进的尝试,提出将气动系数对时间的插值改为气动系数对线位移的插值,这仅是初步的尝试,有待进一步探索。     

深空合作目标高概率捕获复合扫描策略研究

针对深空目标长距离星间激光通信时间滞后大、光轴抖动明显、不确定区域大的问题,设计了一种基于两级执行机构的抗抖动高概率捕获复合扫描策略。将目标位置不确定区域划分为等大正方形子区域,在子区域内采用光栅扫描,通过快摆镜实现;在子区域间按照光栅螺旋扫描顺序覆盖,通过伺服转台实现子区域间的跳转。然后在考虑光轴抖动的情况下基于遗传算法对子区域大小、扫描光斑重叠大小进行了优化,得到了参数优化后的扫描方案,并通过仿真进行了验证。1000次蒙特卡洛打靶结果表明,在目标位置不确定区域3.6mrad、激光束散角0.1mrad、光轴抖动标准差5μrad的情况下,优化后的扫描方案对目标的捕获概率为99.2%,对不确定区域的扫描时间为41.34s,扫描到目标的平均扫描时间为9.62s。     

液压泵污染寿命预测技术研究

利用污染敏感度建模理论,建立液压泵污染敏感度分析模型.采用污染敏感系数来描述液压泵的污染耐受程度.结合实际情况推导得到液压泵的污染寿命预测公式,并对某型定量液压泵进行了寿命预测.绘制出液压泵污染耐受曲线,为液压泵的设计和系统构建提供了有效的依据.     

HTPBⅠ型裂纹粘弹性有限元分析

在简化模型的基础上，推导了复合固体推进剂中Ⅰ型拉伸裂纹的裂尖区域应力、应变与位移的关系式，并进行了粘弹性有限元方法分析。结果表明，有限元分析能获得具一定精度的结果，并与理论分析基本吻合。     

功能梯度压电材料层状结构中的SH波

基于线性压电弹性理论,利用传递矩阵法,分析了功能梯度压电材料层状结构中的SH波传播特性,研究了压电梯度覆盖层中初始应力对SH波传播的影响。压电覆盖层的材料性能如弹性、压电、介电系数和密度沿厚度方向呈梯度变化。数值分析结果表明,适当的材料梯度分布,可使SH波倾向于沿覆盖层表面传播,由此能够获得更好的机电耦合性能;同时,初始应力使得波传播的相速度减小,但增大了机电耦合系数。文中的分析方法和结论,对固体火箭发动机超声探伤及其压电类传感器的研制和选择有一定的参考意义。     

一种新型的现代战机复合导引律研究

针对现代战机近距空战导引过程,建立了战机与目标的相对运动模型。应用滑模变结构控制理论,以拦截时间、视线角速率和指令加速度变化率为性能指标,推导出一种增广比例加滑模变结构的新型复合导引律,给出了其设计机理,并在理论上对变参数进行了优化设计。仿真结果表明,该导引律结构简单,能有效克服目标机动,在具有较强鲁棒性的同时,其导引性能较传统的PPN有较大提高,具有工程可实现性和有效性。     

长杆弹侵彻新型复合装甲数值仿真及研究

应用有限元计算程序AUTODYN模拟了由爆炸反应装甲和陶瓷复合装甲组成的新型复合装甲在长杆弹斜侵彻作用下的侵彻过程。根据长杆弹与爆炸反应装甲和陶瓷复合装甲的作用现象,研究了长杆弹对新型复合装甲的侵彻机理以及两者在各时刻的作用规律。所得结论对进行其他复合装甲抗长杆弹侵彻的研究具有一定的参考价值。     

翼尖附近热气防冰系统的优化设计

为了保证飞机能在结冰的气象条件下飞行,在一些主要的部位必须安装有防冰系统,对于现代的商用运输机机翼防冰来说,主要运用热气防冰系统。机翼热气防冰系统由发动机引气,所供热气流经供气管路分配到各段缝翼内,然后从缝翼内的笛形管喷孔喷出,加热机翼前缘蒙皮。