摘要：利用小波分析在时频两域都具有表征信号局部特征的特点,对固体火箭飞行遥测过载数据进行了小波分解,然后从结构动力学理论出发提出了一种识别固体火箭截面剪力和弯矩的方法。结合某型固体火箭的遥测参数对火箭主要截面弯矩和剪力进行了识别,给出了识别结果。该方法对自由-自由飞行的固体火箭截面横向载荷的评估及设计具有重要的参考意义。

摘要：首先对固体火箭自由运行状态得到的低频振动数据进行两次积分得到位移参数,进而利用模态叠加原理求解各阶广义坐标,再根据模态弯矩来识别截面横向响应弯矩,给出了识别结果。识别结果与截面弯矩测量结果接近,说明本文提出的方法对自由运行状态的固体火箭截面横向载荷的评估及设计具有重要的参考意义。

摘要：本文对I-DEAS进行了二次开发,完成了脚本与I-DEAS软件TMG模块的数据交互并自动控制计算流程,采用自适应算法和加权算法求解航天器热平衡试验中多热源非线性温度场反演问题,并研究了迭代初值、循环运算次数、迭代步长等参数对反演误差的影响规律。两种方法的反演结果吻合良好且精度满足设计要求,其求解思路和算法可为航天器件内部温度场的热平衡试验及热源的优化设计提供参考和依据。

摘要：2014年国资委办公厅发布了《中央企业档案信息化建设工作指引》,要求＂力争在‘十二五’末,基本完成重点中央企业统一的档案管理系统及相关标准规范体系建设,建成以数字资源为基础、安全管理为保障、网络利用为目标的数字档案馆（室）体系＂。近年来,随着信息技术手段在航天设计、生产、制造等活动中的广泛应用,电子公文、CAD图纸、三维模型.

摘要：主要研究了随机孔隙缺陷在C/C-SiC缎纹编织复合材料中的有限元建模方法及其对拉伸性能的影响。基于C/C-SiC缎纹编织复合材料的细观结构和实验观察所得的微观形貌,得出孔隙缺陷具有随机分布特征,提出了一种三维随机碰撞算法模拟孔隙在复合材料中的分布,建立了含随机孔隙缺陷的C/C-SiC缎纹编织复合材料的有限元模型。采用有限元软件ABAQUS模拟了其在拉伸载荷下的力学行为,讨论了孔隙缺陷的尺寸和分布形式对材料拉伸性能的影响,并对试样进行了单轴拉伸实验测试,验证了数值模拟的有效性。结果表明,用本文方法建立的有限元模型符合含孔隙缺陷C/C-SiC缎纹编织复合材料的真实细观结构,相应的数值模拟结果也与试验数据吻合较好。本文的研究结果为含孔隙缺陷的缎纹编织复合材料及具有相似结构特征的复合材料的力学分析与优化设计提供了一种有效的方法。

摘要：随着飞行器系统的复杂程度不断增加,现有的试验验证手段无法满足其应用需求。随着建模仿真技术不断向"网络化、虚拟化、智能化、协同化、普适化"发展,为复杂飞行器系统数字化设计提供了良好的技术基础。首先明确了虚拟试验、虚拟样机等概念的差别,结合临近空间飞行器的应用需求,对虚拟试验流程进行梳理,提出了基于虚拟样机的地面/飞行虚拟试验验证体系,同时对虚拟试验平台的功能需求展开分析,为后续虚拟飞行试验验证手段的建立奠定了基础。

摘要：为解决某型飞行器地面测控系统多种资源的管理及调用问题,提出以可扩展标记语言XML(eXtensible Markup Language)统一建立系统硬件及软件资源模型;文中给出了地面测控系统硬件平台结构及软件层次结构,针对仪器设备、ICA/ITA(Interface Connector Assembly/Interface Test Adapter)、基本配置、测控流程、测试结果及人机交互界面等分别实现了模型化,并结合实例予以说明;采用XML作为系统资源统一建模语言,可有效实现信息共享和互操作,并提高测控系统软、硬件的开发效率。

摘要：基于低温共烧陶瓷(LTCC)技术与传统的贴片天线,设计了一种S频段新型耐高温天线。该天线充分发挥了LTCC材料良好的耐高温性能,能够承受的最高温度可达400℃左右。通过两层耦合贴片的设计方法,使天线可以工作在一个较宽的频率范围内,解决了高介电常数引起的窄带工作和高温导致的谐振频率偏移问题。同时,微带馈线部分通过阶梯阻抗变换,降低了天线的回波损耗,提高了端口的匹配效率。仿真结果表明,当天线工作的中心频率为2.67 GHz、工作环境温度为25℃到400℃时,可用带宽为100MHz,且辐射方向性稳定。

摘要：针对展向自适应机翼的气动特性随折叠角度变化的问题,以经典翼型NACA0012为基础,设计了内外段比例为7∶1的展向自适应机翼。基于结构化网格和雷诺平均N-S方程,采用自主开发的流场求解器,研究了自适应机翼在不同速域、不同折叠角度情况下的总体气动性能以及操纵特性。从升阻比和机翼表面压力分布两个方面,对比了外段机翼在不同折叠角度下的总体气动效率以及折叠角度对流场特性的影响规律。研究结果表明,自适应机翼的对称变形在合适的折叠角度下可以使亚声速和超声速飞行条件下的气动效率大幅增加,增幅高达28%;亚声速飞行时的高气动效率来源于升力增加和阻力减小的共同作用,而超声速时的高气动效率主要来源于阻力的减小;在跨声速飞行条件下的气动特性随折叠角度变化不明显;非对称变形可以产生明显的用于方向操纵的滚转力矩和偏航力矩。通过将外段机翼折叠到不同角度,展向自适应机翼可以适应不同的飞行工况,获得更好的气动效益,可应用于下一代亚声速或超声速飞机。

摘要：由于高超声速飞行器弹性机体/发动机的高度一体化设计,使得此类飞行器的动力学建模与控制较为复杂,而作为控制的基础以及面向控制的总体优化设计都需要建立高精度的动力学模型。首先,建立了考虑气动加热和变截面惯性矩影响的高超声速飞行器自由梁结构弹性模型,分析了气动加热和变截面惯性矩对飞行器振型的影响,得出了气动加热对振型影响非常小且振型引起的攻角变化很小,变截面惯性矩对飞行器的振型影响较大且振型引起的攻角变化较大的结论。然后,建立了考虑气动加热和变截面惯性矩影响的自由梁高超声速飞行器动力学模型,对考虑气动加热和忽略气动加热、恒截面惯性矩和变截面惯性矩对应的动力学模型进行了零极点分布对比分析,得出了气动加热对飞行器的纵向动态特性影响很小,变截面惯性矩自由梁对应的高超声速飞行器在特征点处开环不稳定性更大和非最小相位行为约束变弱的结论。