大空隙透水铺装基层碎石抗压碎性能的试验和计算

为满足高渗透性透水铺装基层的应用需求,设计了3种大空隙率的碎石与砂石基层连续级配以及3种不同单粒级级配,试验测试了不同级配集料的压碎值,分析了相应的影响机理和压碎前后的粒径含量变化。试验结果表明：饱水后压碎值的升高幅度与细集料含量成正相关;混掺7.1%的砂可提高碎石的抗压碎能力;大粒径碎石对压碎值的减小效果随粒径的增大而降低。提出了压碎值的临界粒径理论及其推论,发现将9.5 mm以上粒径含量控制在59.6%以上,最大粒径控制在19～26.5 mm,可有效改善大空隙碎石的压碎值;提出了压碎值的分界粒径假设、等价粒径含量折减转化概念以及系列压碎值计算模型,57个算例的平均误差小于2.4%,该模型可进一步用于具有无单一粒径特征的连续级配、间断级配和单粒级级配且最小粒径不小于2.36 mm的不同材料大空隙碎石的压碎值估算,显著提高了透水铺装道路基层大空隙碎石级配的设计效率。     

继承不复旧 创新不弃宗——从航天技术工程实践谈科技创新

原始技术创新是中国航天事业发展的正本之源。本文通过分析航天领域技术攻关中创新实践案例,总结了工程创新的经验和途径。并且在工程实践的基础上,提出独立探究科学本质、辩证分析技术内涵、以系统工程方法破解性能提升途径的航空航天工程创新理念。     

湿滑道面飞机着陆滑水风险量化分析

基于飞机机载记录仪数据和临界滑水速度提出滑水风险量化指标,将飞机接地滑行全过程纳入滑水分析范围;建立着陆阶段飞机轮胎-积水道面流固耦合仿真模型,考察道面积水分布及接地位置横向漂移影响,以空客A320为代表机型开展案例分析。结果表明,着陆阶段飞机轮胎临界滑水速度较起飞阶段低12%～18%,滑水事故风险更高;道面横坡引起积水不均匀分布,跑道边缘滑水风险高于中线区域;临界滑水速度及滑水风险指标均为关于接地位置横坐标的函数;同等降雨强度条件下滑水风险概率随飞机接地横向分布标准差增大而减小;增大横坡度可加快道面积水排除,2 0%横坡度工况较1 5%时滑水风险降低5 1%～5 6%;降雨强度与飞机滑水风险正相关,由0 8 mm/min增大至2 5 mm/min时滑水风险指标增加约13 1%;该滑水风险量化分析方法可定量描述飞机着陆环境变化影响,滑水判定方式有明显改进。     

隧道衬砌外水压力计算方法研究

隧道工程中地下水作用在衬砌上的外水压力是进行衬砌设计的一个重要因素,如何确定外水压力是隧道工程界迫切需要解决的一个问题。本文详尽论述了折减系数法、理论解析法、解析数值解法、水文地球化学方法和渗流理论分析法五种计算方法,并建立了渗流场与应力场的全耦合计算模型。     

星载平面相控阵天线相位中心位姿标定方法

星载平面相控阵天线的相位中心是影响卫星成像质量的一个重要参数,针对平面相控阵天线的相位中心在卫星上的位姿标定问题,本文提出了一种标定平面相控阵天线相位中心位姿的方法。首先,建立了平面相控阵天线相位中心相对卫星主基准位姿传递的数学模型;其次,采用暗室测量系统对平面相控阵天线相位中心进行了标定,测得天线本体坐标系下的天线相位中心位置;最后,利用激光跟踪仪和经纬仪精测系统测出了天线相对卫星基准的位姿矩阵。基于本文提出的数学模型,获取了平面相控阵天线相位中心在卫星基准坐标系下的位置与姿态数据;同时,通过试验验证了平面相控阵天线紧固件的拧紧力矩,其对平面相控阵天线相位中心的影响可忽略。该方法对后续确定搭载平面相控阵天线的卫星相位中心工程验证,提供了参考。     

吸气式高超声速飞行器机体推进控制一体化建模方法研究

针对吸气式高超声速飞行器气动力、气动热、结构、推进、飞行轨迹以及姿态之间的多物理场强耦合给飞行控制系统设计带来的问题,提出一种适用于此类飞行器机体/推进/控制一体化设计的建模方法.首先,依据类乘波体高超声速飞行器基本外形参数体系设计飞行器的三维外形;然后在飞行器流场分析的基础上,给出飞行控制系统需要满足的姿态约束条件,并采用一套完整的工程预测方法建立了适合进行飞行控制一体化设计的气动力/推力耦合模型;最后基于拉格朗日方程推导了一体化弹性体动力学模型.模型算例验证了该方法在吸气式高超声速飞行器机体/推进/控制一体化设计中的可行性.     

基于协同设计中心的航天器系统工程实践

剖析了航天器系统工程的原理及组成要素,分析了基于协同设计中心开展航天器协同研制的团队、环境、模型及流程等核心要素,通过研究航天器系统工程和协同设计中心诸要素,实践了基于航天器系统工程原理的协同设计中心的应用,分析了基于协同设计中心建立集成产品开发团队(IPT)、制定研制流程、统一数据源等方式开展航天器协同研制,并收到了良好的应用效果,同时,在应用中发现如基于IPT的协同设计认识淡薄、软硬件协同性差等问题,提出了加强设计人员通过IPT方式开展协同设计的认识、改进协同研制的软硬件环境、持续提升基于统一数据源的协同设计能力、合理应用和梳理优化流程等改进建议。     

固体火箭发动机内弹道性能工程预示方法

利用发动机地面试验结果，引入广义的压强系数和推力系数，计算了发动机的特征速度、喷管喉部面积等参数。在此基础上利用随机试件和标准发动机的相关参数预示了发动机的压强、推力、流量及其积分。通过算例可以看出。此发动机内弹道性能工程预示方法简单实用，预示精度满足要求。     

液体火箭发动机虚拟试验技术的研究

设计了虚拟试验平台的框架结构,开发了面向对象的映射型数据库系统,分析了试验管理器模块的实现流程,阐述了建模仿真模块、虚拟环境模块等关键功能模块的研制过程,通过多种接口机制将多种技术集成为一个无缝计算机环境.最后,举例进行说明,并总结了虚拟试验技术应用到液体火箭发动机试验的优势.      

可靠性系统工程的理论与技术框架

简要回顾了可靠性系统工程的形成过程,以产品故障为核心,阐述了可靠性系统工程的概念与定义,把认识产品故障发生规律和故障表现规律作为可靠性系统工程基础理论,把故障预防技术、故障控制技术和故障修复技术作为可靠性系统工程的基础技术,把基础技术的集成作为可靠性系统工程的应用技术,从而初步建立了可靠性系统工程的理论与技术框架,细化了可靠性系统工程的学科内涵。可靠性系统工程作为初现的新学科,虽然尚未达到严格定义与清晰表达的完善状态,但是我们完全有信心期待其作为一种新的方法论,帮助工程设计人员更好地完成工程系统的设计。