摘要：安全性评估对电动垂直起降飞行器的架构开发、安全管理、设计验证及商业化有着至关重要的作用,但目前国内少有对电动垂直起降飞行器整机构型、系统设计等相关的研究。本文针对4种不同构型的电动垂直起降飞行器,包括垂起尾推固定翼构型、四轴八桨多旋翼构型、固定翼加倾转旋翼构型以及倾转机翼构型,使用功能危害分析和故障树分析方法对4种不同构型的动力系统进行了分析比较。分析表明:垂起尾推固定翼电动垂直起降飞行器动力架构在本文的特定使用场景中相对可靠性更优。2种分析方法的结合,增加了对功能危害理解的全面性和深度,并识别了减轻动力系统失效风险的多种潜在途径。安全性评估结果可以为电动垂直起降飞行器动力构型选择和产品开发提供依据。

摘要：飞行控制系统作为电动垂直起降(electric vertical take-off and landing,eVTOL)飞行器的关键机载系统,需要具备和民机同样的安全性。为了设计满足eVTOL飞行器需求的飞控系统架构,根据适航规章梳理了安全性要求,并基于安全性要求介绍了eVTOL飞行器飞控系统飞控计算机、传感器和作动器余度设计技术,设计了一种基于安全性考虑的eVTOL飞行器飞控系统架构;分析了eVTOL飞行器旋翼构型下的典型功能危险,并采用故障树进行了安全性分析。结果表明,设计的飞控系统架构的典型功能危险能够满足失效概率的要求。

摘要：通过实例研究拉森式钢板桩施工工艺,阐述了支护方案内容,对施工操作要求进行了分析,对监控量测的实施要点进行了探讨。经过实践得出结论:采用拉森式钢板桩施工方案,既能保障周围环境和施工人员的安全,又能获得良好的施工效果,证明了该技术在市政管道深基槽开挖工程中的可行性。

摘要：以某海外工程项目为例,对铁路隧道的防排水施工工艺展开了研究。首先介绍了施工方案,然后对盲管、土工布和防水板等施工技术要点进行了全面的分析,提出了合理的建议,保证了该铁路隧道排水施工的质量。经过实践得出结论:在开展铁路隧道防排水施工时,应保证施工技术的可行性和合理性,以此保证防排水效果。

摘要：指出空间相机应进行光机热集成设计分析的必要性,介绍了光机热集成设计分析典型流程。结合空间相机的研制特点,建立了具有针对性的光机热集成设计分析流程,阐明了集成分析的内容及优化设计的对象及具体内容,总结了集成设计分析需进行的相关验证试验。指出空间相机集成分析的两个关键技术是温度场插值技术或边界单元技术和Zernike多项式拟合技术,前者是热弹性分析中温度场作为边界条件向有限元模型加载的解决方法,后者是光机热数据接口的主要解决方法。最后总结了集成分析过程中需要注意和考虑的问题。

摘要：中国是一个军事人才辈出的国家.自古以来,不知有多少谋士运筹帷幄,决胜千里;多少良将驰骋疆场,扬威内外.这些民族的英杰婉若璀璨的群星,照耀着中国的历史,使之赫然生辉.而唐初名将李靖则是这些将星中明亮的一颗.

摘要：为减小挂壁风机中框在注塑成型中的翘曲变形,运用Moldflow软件对中框进行仿真,以模具温度、熔体温度、注射时间、冷却时间、保压时间和保压压力6个工艺参数进行正交试验设计,基于试验结果建立工艺参数与翘曲变形量之间的反向传播(BP)神经网络模型,利用麻雀搜索算法(SSA)对模型进行全局参数寻优。结果表明,当模具温度为80℃、熔体温度为250℃、保压压力为82 MPa、保压时间为20 s、注射时间为3 s、冷却时间为26.25 s时翘曲变形量最小,预测翘曲变形量为2.483 mm。利用Moldflow软件对寻优得到的工艺参数进行验证,结果显示仿真计算的翘曲变形量为2.449 mm,与优化算法结果误差为1.3%,并将寻优获得的参数进行试模验证,试模翘曲结果与优化算法结果误差为2.6%,证明了优化算法的准确性,且注塑件外观无飞边缩痕等缺陷,装配效果符合预期要求。研究结果表明BP神经网络结合麻雀搜索算法优化工艺参数的技术方法具有可行性。

摘要：根据空间应用电子设备的热控要求,对空间光学遥感器的控制电箱进行了热控设计。首先,总结了空间电子设备的热设计原则。针对空间光学遥感器控制电箱介绍了相应的热设计流程,对典型的大功率器件进行了温差推算,并说明了电箱的各电路板和大功率元器件的热设计方案。最后,通过热分析和热试验手段对热控电箱的热控方案进行了验证。试验结果表明:控制电箱的整机稳态工况热平衡温度小于30℃,各元器件的最高壳温在54.2℃以内。结果验证了该设计方案完全满足设计指标要求。

摘要：为了使空间相机热设计、热分析、热试验具备准确、可靠的热边界条件,对太阳同步圆轨道空间相机的瞬态外热流进行了计算。总结了卫星空间定位的6个轨道根数之间的关系,给出了太阳同步圆轨道空间定位的必要参数。针对某给定太阳同步圆轨道,采用STK软件进行了轨道面与太阳光矢量相对位置关系(β角)的计算,确定了该轨道的高、低温工况位置。归纳了空间外热流的理论计算方法,以外接于卫星平台的空间相机为例,建立了外热流计算模型,采用IDEAS/TMG模块对给定太阳同步圆轨道的高、低温工况轨道周期内瞬态外热流变化进行了分析计算,得出了太阳辐射热流、地球太阳反照热流、地球红外辐射热流在轨道周期内的详细变化曲线,得到的结果可以作为空间相机热设计、热分析及地面热试验外热流模拟的输入条件。

摘要：设计了一种新的光机结构,以使超小型光学遥感器在宽温度范围及恶劣的动力学环境下能够良好成像。研究了该结构中的核心部件-主镜组件的支撑结构的设计原理和实现方法。通过对主镜室初始设计方案的力、热特性分析,说明了主镜传统支撑方式的局限性。然后,以挠性支撑原理为基础设计了一种新型的适用于小口径反射镜支撑的挠性反射镜支撑结构,对该支撑结构的温度适应性及组件的模态进行了有限元分析,说明了采用这种反射镜挠性支撑结构能够满足设计指标要求。最后,论证了小型光学遥感器主镜室的加工及具体实现方法。对装配后的主镜组件进行了热冲击试验和温度拉偏试验,结果表明：在-60℃~80℃进行热冲击试验后,主镜不会出现炸裂现象;而在-20℃~50℃温度下,反射镜面形精度RMS仍保持在0.025λ（λ=632.8nm）水平。得到的结果验证了主镜室的设计可以满足小型光学遥感器的应用环境要求。