红外成像设备输出图像十字线毛刺或扭曲故障问题技术归零研究

针对某型直升机红外成像设备输出图像十字线毛刺或扭曲问题,在视频处理电路原理分析的基础上,结合不同技术状态的电路板对比分析试验,进行故障排查定位,揭示了故障隐含于锁相电路和电路点像素时钟被干扰的真实原因,给出了消除毛刺或扭曲的解决办法和措施。     

基于CFD动网格的内装式空射分离研究

研究了使用飞机发射运载火箭时的机箭分离过程。提出了一种可以解决内装式空射分离问题的整体解决方案,主要基于CAD三维实体建模方法、多体动力学方法和结合六自由度运动的计算流体力学(CFD)动网格方法。以CFD动网格计算为核心,进行了空射分离过程关键问题的研究,得到了火箭在载机气动干扰环境下的运动特性,为轨道卫星和弹道导弹的快速、廉价发射打下了研究基础。     

基于纳米吸能流体的火工点式分离装置缓冲技术研究

运载火箭火工点式分离装置工作时具有强冲击载荷特性,为有效降低冲击峰值,提出了一种基于纳米吸能流体结构的冲击缓冲技术。首先进行纳米吸能流体的吸能原理研究,建立其本构关系,揭示影响其吸能密度的主要因素;其次开展火工装置有限空间内的纳米吸能流体缓冲结构设计;最后通过有限元仿真与试验验证其缓冲性能。试验结果表明,本文设计的基于纳米吸能流体的缓冲结构,吸能密度高达122.8 J/g,冲击力峰值较空载条件下降了59.2%,冲击加速度峰值下降了63.4%。     

分离螺母的关键设计参数分析

分离螺母是一种火工连接分离装置，用于卫星和火箭的分离机构。本文介绍了分离螺母的作用原理，对燃气压力，支撑角，螺纹角和载荷的关系进行了分析，在螺栓载荷和设计约束条件一定的情况下，改变分离的支撑角可引起轴向和径向载荷的变化，从而影响分离螺母的分离能力，为保证分离螺母正常工作并有合适的裕度，应合理设计支撑的大小。     

整流罩弹射筒力学特性工程估算

在理论分析和试验的基础上,给出了一种整流罩分离过程中弹射筒分离力的工程估算方法。认为弹射筒达到最大压力后,力-位移关系近似符合等温变化规律。由此可根据地面小车试验的力-时间曲线,通过MSC.ADAMS建模分析获得弹射筒的力-位移曲线,以及整流罩的相关分离参数。整流罩分离地面试验表明,该方法的计算结果与实际较吻合。     

战略导弹制导精度分析途径的探讨

本文扼要介绍了制导精度分析的方法及其有关问题和工具误差模型系数分离的意义。为保证制导精度指标,进行制导误差分析和提高制导精度,探讨在我国国情下实现误差系数分离的途径是必要的。     

双钟形喷管的临界评估

本文对双钟形喷管作了临界评估。对双钟形喷管内基本流场的发展、基准喷管型面的设计方法和喷管延伸段的壁面反射进行了讨论。重点考虑从海平面状态到真空状态的转捩性质和它对喷管延伸段型面类型的依赖性。本文中给出了双钟型喷管的参数法数值模拟性能结果,这些计算用来研究双钟形喷管型面造成的附加性能损失,由欧洲航天局完成欧洲未来空间运输研究计划中的先进空间运输构思合同。强调了对双钟形喷管作进一步实验研究的必要性,从而更好地理解双钟形喷管的流场转捩。最后,讨论了转捩现象对系统的附加影响,通过改变室压来保证从壁面反射(海平面工作)到出口平面(真空工作)可控制分离点的突然跳跃,以改善性能。     

侧偏捕获对内收缩进气道起动的影响

侧偏捕获是高超声速内转进气道的常见捕获形式之一,但侧偏捕获对进气道起动的影响并不清楚。为探索侧偏捕获对高超声速内收缩进气道起动的影响,采用数值模拟方法研究了侧偏捕获进气道的起动机理。结果表明,无量纲侧偏距离为0.04时,进气道再起动马赫数相对于对称进气道降低3.6%;无量纲侧偏距离为0.06时,进气道再起动马赫数降低7.6%。起动过程的边界层分离表明,内收缩进气道起动过程受分离区的影响很大。侧偏捕获进气道缩小了分离区,有利于再起动。相对于对称捕获进气道,侧偏捕获进气道会形成两个非对称、强度不等的流向涡。侧偏捕获减弱了流向涡对隔离段空间的占据作用,改善了内收缩进气道的性能。     

萤火一号火星探测器联合力学试验

介绍了萤火一号(YH-1)、福布斯-土壤火卫一(FGSC)火星探测器组合体进行的联合汽车运输振动试验,联合航空运输降落冲击振动试验,联合发射振动试验和分离试验等联合力学试验的目的、方法、条件和结果.结果表明:YH-1火星探测器在探测器组合体的联合试验中近乎作刚体运动,组合体一阶横向频率约15 Hz,一阶纵向频率约30 Hz.     

基于阵列流型分离的稳健自适应波束形成

在较少的采样数或期望信号指向存在误差的情况下,传统的自适应波束形成算法的性能会受到较大影响。基于阵列流型分离的思想,提出一种新的自适应波束形成方法,可以在较少的采样数或期望信号指向存在误差时获得较稳健的性能。数值仿真证明了方法的有效性。