固体火箭发动机激光点火装置研究

介绍了激光点火器的工作原理、结构及试验结果。已研制成功的激光点火器输出能量不小于1.0J，结构质量不大于0.9kg，实现了双路点火，其安全性、可靠性比传统的电能点火器有了很大提高，该装置已具备了固体火简发动机点火的实际应用功能。     

轨道武器战斗舱再入制导技术研究

对轨道武器战斗舱再入制导进行探讨,针对战斗舱再入的特点,在深入分析标准轨道法制导的基础上,采用标准轨道与预测落点法相结合的混合制导方法弥补了标准轨道法对初始误差较敏感的缺点。分析研究和仿真结果表明, 混合制导方法既具有对付较大初始误差和过程干扰的优点,又减少了计算量,具有良好的制导和落点精度,是一种有效的制导方法,具有一定的工程应用价值。     

利用标准轨迹和遥测数据的动作高度推算方法与误差分析

研究了利用标准轨迹和遥测数据进行再入动作高度的推算方法 ,即采用落点修正后的标准轨迹作为高度 -时间标尺 ,根据遥测得到的动作时刻数据可完成相应的动作高度推算 ,并对该方法的误差进行了分析和仿真。     

固体燃气发生器动力模拟水下发射试验研究

通过模拟水下试验,对导弹发射管充水工况下的固体燃气发生器动力发射技术进行了研究。结果表明,在发射管充水工况下燃气动力发射方式可行。与干式发射相比,该发射动力装置需要的装药量大,但发射管内的温度较低,热防护问题容易解决。在此基础上总结出发射深度、弹后空间、挡流板和装药量对发射内弹道的影响规律。试验表明,弹后空间越小,导弹出管速度越大;加装挡流板,可使导弹出管速度明显提高。通过试验对发射方案进行了优选。     

火工品控制电流和潜电流的自动化测试

火工品供电线路一直是火箭可靠性与安全性设计的重点，在控制系统的综合试验中都要对供电电流作专项测试。本文提出了一种替代传统手工测试的自动化测量方案，从软硬件的设计、试验的情况、效率、通用性以及扩展性等几个方面进行了探讨。     

燃气分析法测量航空发动机五头部燃烧室温度场

介绍了航空发动机燃烧室温度场测量所用的燃气取样器和燃气分析系统,并对系统简化所引起的误差进行了分析.阐述了“点”燃烧温度的计算方法以及利用“点”燃烧效率、油气比和燃烧温度计算总平均值的方法.数据显示利用热电偶测量温度获得的燃烧效率比燃气分析法燃烧效率约低4%,在燃气温度约为1500℃时,热电偶测得的燃气平均温度比燃气分析法平均温度低55℃左右,同时表明燃气分析方法在测量航空发动机燃烧室温度场具有可测温度高、影响因素少、数据准确的优势.      

民用飞机乘客使用PED的适航要求分析

2013年欧美适航当局陆续宣布允许乘客在全飞行阶段使用便携式电子设备（Portable Electronic Device,简称PED）,包括处于飞行模式的手机、平板电脑、笔记本电脑等。与PED使用有关的适航条款经过半个多世纪的不断发展已日趋成熟。为了表明飞机在PED辐射的环境下仍然是适航的,飞机制造商需要向局方表明飞机对PED前门耦合和后门耦合干扰的符合性。     

基于襟缝翼吹气技术的短距起降飞行器增升策略的数值模拟研究

边界层吹气是增加飞行器升力的有效措施.针对普通陆基起降飞行器,根据总体参数对其实现舰载起降的气动力特性需求进行分析并提出五组初步方案;同时对襟/缝翼定常吹气的增升潜力进行数值模拟研究.结果表明:襟/缝翼吹气能够使升力系数显著增加;襟翼和缝翼吹气存在相互干扰,升力增量的变化率随吹气动量系数的增加而减小;当吹气动量系数不大于6％时,襟/缝翼吹气最大升力系数最大可达1.85左右,α=15°时升力系数最大可达1.40左右,可满足所提五组气动力特性需求方案中的三组方案的舰载起降需求.     

半导体器件单粒子效应的机理,试验和预计

介绍了空间高能粒子环境及单粒子效应的机理、模拟试验方法和错误率计算方法。空间高能粒子环境由银河宇宙射线、太阳宇宙射线及地磁捕获粒子组成。单个高能粒子可在半导体中通过库仑作用或核反应电离出大量电子—空穴对,从而引起半导体器件逻辑紊乱或失效。用加速器产生的高能粒子进行模拟试验可获得器件对单粒子效应的敏感参数;由E.L.Peterson 等人的经验公式或CREME 程序预计器件在特定环境下的出错率。     

气体微流量标准装置

介绍了气体微流量标准装置的工作原理，并对其测量不确定度进行了分析与验证。测试结果表明：流量的校准范围为１７．１～１．２２×１０￣（－５）ＰａＬ／ｓ，不确定度为２％。