基于MEMS技术的惯性测量器件及系统的发展现状和应用

简要描述了MEMS系统的特点，介绍了基于MEMS技术的惯性测量器件及系统在国外的发展现状及应用情况，从武器系统低成本、小型化、高可靠性的发展趋势说明了武器系统中使用MEMS技术的必要性，同时根据武器系统对惯性测量器件的要求，通过国外武器系统中的成功应用说明了MEMS技术在飞航导弹或无人机的控制系统中使用的可行性，最后针对国内MEMS技术的发展情况，对MEMS惯性测量器件及系统在武器系统中的应用提出了相关要求。     

惯性器件总体结构分析及设计

从惯性器件的结构设计要求出发，根据惯性器件的结构特点及使用条件的特殊性，阐述了采用现代设计方法有限元法对捷联惯性测量组合结构进行分析及设计。     

固态惯性技术在鱼雷控制中应用的展望

本文在简述鱼雷控制和惯性器件技术的发展的基础上，提出了在鱼雷控制系统中应用固态振动惯性器件的一种构想，论证了其工程方案的优越性和实现性，以期开辟在 雷控制中的应用固态惯性技术的新途径。     

MEMS惯性仪表技术发展趋势

近几十年来,随着微电子技术的发展和微机械加工设备的完善和精度的提高,以单晶硅、石英晶体等材料研制的各种微型惯性仪表及其系统产品相继问世,它与传统的机械式惯性仪表相比,体积大为缩小,质量大为减轻,功耗大幅度降低;采用微机械工艺,可以实现大批量生产,故价格低廉;如果采用与IC兼容的工艺方式,配套电路还可以和微敏感结构集成一体化,MEMS惯性仪表具有可靠性高、承载能力强和测量范围大的特点;这些是传统机械式惯性器件无法比拟的.重点概述了近年来国内外微机电加速度计.微机电陀螺仪及其系统应用技术的发展情况,探讨了MEMS惯性技术下一步发展趋势.     

载人运载火箭惯性器件冗余管理中的精度控制技术

运载火箭控制系统通过惯性器件冗余信息进行故障检测以提高系统可靠性,还可对惯组冗余信息采用信息融合技术以提高火箭入轨精度。以中国现役载人运载火箭控制系统双七表捷联惯组冗余设计为例,研究惯性器件冗余管理中的精度控制技术,提出了基于惯性冗余信息故障诊断和信息融合的精度控制技术,并以其他火箭实际飞行故障案例进行仿真分析。仿真结果表明,提出的惯性器件冗余管理中的精度控制技术能有效判别故障信息,提高火箭入轨精度。     

惯性器件设计方法综述

本文对惯性引信及保险提出了新的定义,即感受弹丸或弹头弹道上的过载值或者说空前冲力、爬行力、后座力而作用的引信称之为惯性引信。同样,感受过载值或受前冲力、爬行力、后座力、而解除保险的装置称之为惯性保险。笔者对惯性引信及保险所涉及到的惯性器件如:惯性销,惯性开关,加速度传感器,冲击闭合器等设计方法进行了综合研究,以便为引信设计师在掌握引信设计技术方面提供一定的方便,笔者认为惯性保险及引信的硬件均属惯性器件范畴,其核心结构与加速度传感器结构类同。引信设计人员视具体频响要求不同,可设计成线加速度传感器或开关,振动加速度传感器或开关,冲击加速度传感器或开关,显然,惯性保险及引信所涉及到的惯性器件,完全可用加速度传感器理论加以研究。     

INS/GPS技术趋势

集中讨论了惯性器件、GPS、INS／GPS组合系统的精度、技术发展趋势以及对干扰的一些思考，这些技术将促成精度优于1m的导航系统。在惯性器件方面，介绍了主流的惯性器件技术，预测了未来的惯性器件及惯性导航系统的发展，阐述了计划中的GPS精度增强措施，描述了INS／GPS深组合的趋势，探讨了其组合互补优势，枚举了几个干扰影响的实例并介绍了有望提高系统鲁棒性的一些技术的发展趋势。     

捷联惯性系统参数补偿方法

捷联惯性系统惯性器件输出的静态脉冲数，在系统启动的随初始温度和时间缓慢变化，文章提出了惯性器件参数补偿形式、模型及确定补偿参数的方法，从而缩短了准备时间并改善了导航精度。     

羡台框架的设计与加工工艺

平台框架是稳定平台的关键零件，其加工工艺地是惯性器件制造技术的关键工艺。由于平台结构尺寸及质量的限制，要求平台框架是薄壁零件。平台框架外形尺寸大，形状复杂，必须在飞行环境条件下，保证很高的平台框架精度、强度和刚度，以免对台体位置准确产生影响。     

惯性器件一次通电稳定性监测方法

针对惯性器件的稳定性，根据靶场所测数据情况，结合各型号的惯性器件和测试的特点，重点对惯性器件一次通电稳定性进行研究，揭示测试存在的差异，进而分析产品一次通电稳定性对导弹发射的影响，提出惯性器件一次通电稳定性监测方法。     

纳米Al/CuO含能复合薄膜的反应性研究进展

亚稳态分子间复合物(Metastable Intermolecular Composites,MICs)具有超高的反应速率、高体积能量密度、微米级的临界反应传播尺寸等优点,在微型含能器件和火箭推进剂等领域展现出广阔的应用前景.纳米Al/CuO含能复合薄膜是当前亚稳态分子间复合物领域的研究热点之一,其利用气相沉积方法进行...     

固体火箭发动机喷管用烧蚀隔热材料研究进展

介绍了固体火箭发动机喷管用烧蚀隔热材料的研究进展，喷管受热分析，指出了先进复合材料的发展趋势，提出碳／酚醛复合材料在制造低成本的发动机喷管中仍有重大使用价值。     

Study on Instable Combustion of Solid Rocket Motor with Finocyl Grain

The instable combustion or oscillation combustion which occurs in three high capacity solid rocket motors using high energy composite propellant with finocyl grain is studied. The reasons of the acoustic combustion instability are also discussed. Three engineering methods that can eliminate combustion instability are proposed and discussed. The study shows that the combustion instability mainly depends on the propellant grain shape and nozzle structure. Some measures to reduce the acoustic energy and mass generation rate of combustion gas can be adopted. The test results indicate that the modified rocket motors can significantly eliminate the instable combustion and improve the motor internal ballistic performance.     

轻质多层复合结构气瓶热防护层研究

火箭飞行过程中,长时间高强度的热流冲击会使发动机钛合金气瓶温度升高,从而导致气瓶的安全系数及可靠性降低。针对此问题,开展了气瓶热防护层研究,气瓶热防护层采用多层复合结构的设计方案;采用一种新型轻质疏松纤维材料——柔性隔热毡作为热防护层的重要隔热层;进行了热防护层的热分析计算和热真空试验验证。结果表明:气瓶热防护层能够承受长时间高强度热流冲击,对气瓶进行有效热防护,提高了气瓶的可靠性,保障了飞行安全。     

影响长时间续航发动机沉积特性的实验与分析研究

通过对采用高能丁羟复合推进剂的长时间工作续航发动机高，低，常温试验，研究与分析了喷管喉部尺寸，喉衬材料，结构，推进剂性质等因素对喷管沉积的影响。以及对内弹道重现性带来的问题。得出了相应因素的沉积规律。其结果对该类发动机设计有重要借鉴意义。     

TiC/Ti3SiC2复合材料的制备及其性能研究

以粉末Ti,Si,TiC和炭黑为原料,采用反应热压烧结法制备TiC/Ti3SiC2复合材料。借助XRD和SEM研究TiC含量对TiC/Ti3SiC2复合材料相组成、显微结构及力学特性的影响。结果表明:通过热压烧结可以得到致密度较高的TiC/Ti3SiC2复合材料;引入TiC可以促进Ti3SiC2的生成,当引入TiC的质量分数达30%,TiC/Ti3SiC2复合材料的弯曲强度和断裂韧性分别为406.9 MPa,3.7 MPa.m1/2;复合材料中Ti3SiC2相以穿晶断裂为主,TiC晶粒易产生拔出。     

纤维增强复合材料抗弹吸能特性研究

为研究树脂基纤维增强复合材料的抗弹吸能特性和机制,采用4.5 g球形碎片模拟弹,对不同基体的玻璃纤维和芳纶纤维增强复合材料板进行了弹道极限V50和抗冲击贯穿试验,分析了不同冲击状态下各复合材料靶板的吸能特性和破坏特点.研究发现,增强纤维的应变率效应会显著地反映到复合材料板的抗弹吸能特性中,破坏模式决定复合材料板的抗弹吸能能力;弹体冲击入射速度、纤维与基体的界面特性是影响复合材料板抗弹吸能的重要因素.结果表明,在一定速度下的贯穿比吸能试验方法,可有效地评价和比较各树脂基纤维增强复合材料板的抗弹性能,该试验方法是对V50试验方法的有效补充.     

铝粉含量对火箭发动机推力影响研究

建立了固体火箭发动机喷管的气固两相流计算模型,对不同铝粉含量的复合固体推进剂的燃气在喷管中的两相流动进行了数值模拟。研究了推进剂中铝粉含量对发动机推力性能的影响规律;通过对速度场和压力场分析并结合推力基本计算公式得出发动机推力变化趋势,结果表明：在其他成分不变的情况下,随着单位质量复合推进剂中铝粉含量的增加,燃气流动速度降低、压力升高,火箭发动机的推力呈现先增大后减小的变化趋势。     

固体复合推进剂火箭发动机侵蚀界限参数的预测方法与应用

为从理论上寻求固体火箭发动机侵蚀界限参数的预示方法,以改进的勒努尔-罗比拉德侵蚀公式(L-R公式)为基础,发展了一种能够预测固体复合推进剂发动机侵蚀界限参数(包括界限流速和界限燃通比)的理论方法。一维内弹道和零维内弹道的实例验证表明,该方法获取的界限流速和界限燃通比具有较高的预示精度,满足工程计算要求。这对于侵蚀燃烧理论研究和固体火箭发动机侵蚀燃烧的实验研究,以及提高固体火箭发动机内弹道预示精度,均具有重要的实际应用意义。该方法仅适用于过氯酸铵(AP)复合推进剂,其他推进剂能否适用还需要进一步研究。     

固体火箭高温高压复杂燃气系统的扩散系数及其相似准则数计算

为了解决固体火箭推进剂高温高压燃气输运系数难以实验测量和理论预估的实际问题,考虑燃气中含有H₂O、HCl、SO₂等强极性组分和H₂等轻质组分,通过大量文献实例验证,归纳了适于上述组分及其混合物在高温高压条件下的扩散系数计算方法,并计算了典型双基推进剂、复合改性双基推进剂和复合推进剂三种主要固体推进剂燃气在不同温度(1 500～3 800 K)和压强(8～20 MPa)下的扩散系数和输运准则数(施密特数和路易斯数),得到了固体火箭发动机燃气扩散系数随温度和压强变化的幂指数函数规律(典型双基推进剂燃气的扩散系数随温度变化的幂指数为1.646 55、典型复合改性双基推进剂和典型复合推进剂为1.629 52),以及路易斯数、施密特数的典型取值(典型双基推进剂燃气的施密特数为0.772、路易斯数为0.91,典型复合改性双基推进剂燃气的施密特数为0.675、路易斯数为0.9,典型复合推进剂燃气的施密特数为0.74、路易斯数为0.83)。这对于促进高温高压气体混合物输运性质的深入研究、火箭发动机燃烧及其内外流动仿真,均具有重要的实际应用意义。该方法没有考虑凝聚相对输运性质的影响。