H-450 X射线参考辐射质的研建及验证

根据PTB和ISO 4037-1:2019要求,关于高空气比释动能系列（H系列）X射线参考辐射质的推荐数据,外推得出H-450的附加过滤为6.24 mm Cu,第一半值层（HVL_1st）为(5.39~5.52)mm Cu,平均光子能量为(214.25~214.78)keV,剂量率为11.51 Gy/h（距离焦斑为1 m处,管电流为10 mA）。随后,使用PTW32005电离室作为测量器具,采用半值层法建立H-450 X射线参考辐射质,得出HVL_1st为5.37 mm Cu,第二半值层（HVL_2nd）为5.97 mm Cu,同质系数为0.9。最后,使用PTW30013次级标准电离室测量得出H-450 X射线参考辐射质下距离焦斑1 m,管电流为10 mA时的剂量率值为11.98 Gy/h,与理论值的相对误差为4.07 %。采用MCNP 5软件对H-450 X射线参考辐射质进行能谱模拟并计算得出其平均光子能量为200.4 keV。     

太阳活动下降年昆明地区TEC变化特征与IRI-2020模拟比较分析

利用昆明低纬度测站（24.7°N,102.9°E，磁纬15.1°N）2016-2019年的观测数据和最新版的国际参考电离层（IRI-2020）模拟结果，对昆明地区电离层总电子含量（TEC）在太阳活动下降年期间的变化特征及与模型输出进行对比研究。结果表明,昆明TEC存在明显的春秋高值、夏冬低值的半年异常；白天高值、夜间低值的日变化特点突出，日峰值出现在06:30-08:00 UT（约13:00-15:00 LT）;TEC随太阳活动减弱而明显下降，年平均峰值在2016-2019年分别为48,33,27,24 TECU；日峰值TEC与F10.7存在显著相关，月均值相关系数达到0.86，而与Ap指数则表现为弱相关；IRI-2020能较好地模拟昆明地区TEC的季节变化，但与观测值存在较大差异；均方根偏差值多集中在2～15 TECU，相对偏差百分比值主要在–85%～50%范围变化。对比结果表明IRI-2020的预测精度仍有待提高。     

低压蒸汽透平排汽缸内能量损失的数值研究

运用三维粘性流场数值模拟软件(Fine/Turbo)对一个低压蒸汽透平排气缸内的复杂流动进行数值模拟,计算结果与已有的实验数据进行了对比.计算得到的排气缸出口截面上的质量平均总压损失为47.8%,实验值为40.9%.数值模拟清晰地显示了排气缸通道内的流场结构是以各种旋涡为主要特征,包括通道涡、分离涡和端壁涡等.其中,通道涡的尺度最大,是造成排汽缸内能量损失的最主要因素.     

基于最优估计法的瑞利激光雷达反演大气温度研究

基于瑞利激光雷达的回波光子信号对中层大气进行探测，结合最优估计法，对大气温度进行反演。本文基于瑞利散射激光雷达方程建立正向模型，选择大气模型的温度廓线作为先验状态信息，构建用于最优化处理的成本函数，利用Levenberg-Marquardt最优化算法对成本函数执行最优化处理，得到大气温度的反演结果，对反演结果的不确定度分析的同时利用平均核矩阵对反演结果中真实信息的贡献进行评估。利用瑞利激光雷达方程产生的模拟回波信号进行了大气温度的反演处理与分析，对中国科学院国家空间中心提供的瑞利激光雷达实测数据进行大气温度的最优估计反演。结果表明，90 km以下的反演不确定度在10 K以内，且相较于CH方法，最优估计法具有反演有效范围高的优势；在回波光子信噪比较高的区域，反演不确定度较小，且真实信息对反演结果的贡献占主导地位。     

风云三号E星中能质子探测器标定

风云三号E星搭载的中能质子探测器实现了风云三号系列卫星首次对辐射带中能质子进行多方向的测量。中能质子探测器实现了对九个方向的测量能量范围为0.03～5 MeV的中能质子能谱的测量。为确定中能质子探测器的实际性能，在仪器交付前，利用中国科学院国家空间科学中心的中高能电子加速器，对中能质子探测器的能量分辨率，相对响应效率曲线、不同方向探头测量一致性以及抗电子污染能力进行了标定。文中介绍了仪器的标定场所、标定内容，并对标定的结果做了分析。其结果显示，仪器的能量分辨率为6.50%@310 keV，各测量一致性偏差优于1.51%，电子在仪器内产生污染计数的概率低于1%。该结果为中能质子探测器在轨运行时数据的分析处理提供了重要的参考依据。     

基于电子束蒸发沉积的曲面纳米薄膜均匀性研究

半球谐振子金属化是半球谐振陀螺研制过程中的重要环节，针对半球表面薄膜制备均匀性难以实现的问题，提出了一种将薄膜沉积实验和光学模拟相结合的方法。本文采用电子束蒸发技术在半球上沉积Au薄膜，利用台阶仪测量球面上不同位点的薄膜厚度，将平面上的膜厚等效为半球曲面上的膜厚，研究球面薄膜的均匀性，得出了在半球内外表面上薄膜的膜厚分布；同时对薄膜沉积均匀性进行光学模拟，将半球探测器上辐照度等效为实验中沉积所得到的薄膜厚度，计算得出的半球探测器上辐照度分布与实验测量结果一致性较好，可为半球谐振子纳米薄膜的均匀性制备提供理论基础。     

地面放射性测量模型γ剂量率值空间分布规律研究

地面模型是根据IAEA174号报告研建的用于校准便携式γ能谱仪、γ辐射仪的计量标准装置，最初主要用于地质勘查。2016年至2018年，新研建了钾含量30 %（YK3）和铀含量1 %（YU4）的两个模型，并确定了模型量值。远离模型表面中心位置的剂量率较低，随着中心点的接近，剂量率逐渐上升，YK3和YU4的剂量率坪区分别为模型中心点及周围半径约40 cm和50 cm范围内，在坪区内剂量率变化均不大于0.6 %；在参考点3.0 cm上的剂量率分别为320.8 nGy·h^-1和4.3×10⁴ nGy·h^-1；超过3.0 cm时，剂量率随高度呈非线性变化；根据不同高度上的理论计算和实测结果比对，在40 cm高度实测范围以内，YK3实测结果与理论计算结果相对偏差在3 %范围以内，120 cm高度实测范围内，YU4实测结果与理论计算结果相对偏差在2 %范围以内。     

基于多光谱测温优化的材料光谱发射率测量

针对高温材料红外光谱发射率测量中样品表面温度难以准确测量的问题,提出了直接使用光谱仪测量得出样品表面的光谱辐射能量信息,选取其中合适的光谱波段利用多光谱测温方法得到样品表面温度,进而计算出材料的光谱发射率.分析了多光谱测温中发射率模型的阶次和测量波段选取对测温准确度的影响,给出了温度计算的稳健算法,并对其主要不确定度的来源进行了评定.在1 100 K左右温度下以不锈钢材料进行实验验证,得出温度引起的光谱发射率相对不确定度在2～20 μm范围内低于2%,满足红外隐身和辐射测温等领域的要求,适合于导热性能差的材料或涂层材料的高温光谱发射率测量.     

硬质落球大气探测技术

为拓展大气探测高度范围,开展了硬质落球大气探测技术研究.以7inch硬质落球为例,开展了弹道仿真计算,进一步利用参考大气数据推算了落球可能承受的气动阻力加速度,显现出对加速度测量准确性的高要求;分析了杆臂效应引入的附加加速度及其对加速度测量结果的干扰程度;讨论了几种典型的阻力系数计算方法及其计算偏差状况;考虑了可能的电磁兼容风险及小型化设计与制造的必要性.基于落球工作机理与上述关键技术、特性的分析与研究,完成了一种硬质落球设计,确定了运动参数的测量方法、杆臂效应的抑制措施,明确了落球总体性能指标.通过演示验证飞行试验实测数据与仿真数据的对比分析,证明了技术方案的可行性、合理性、实际测量结果与预期的符合性.      

基于边频相对能量和的柱塞泵磨损状态识别

摩擦磨损是飞机柱塞泵典型的渐进性故障,因磨损量难以直接测量,通常采用振动信号进行间接测量.磨损引起的振动信号故障特征微弱,对磨损状态进行准确地识别比较困难.针对上述问题,提出了基于谐波分量边频相对能量和的磨损状态识别方法,该方法对壳体振动信号进行Hilbert包络解调消除高频周期干扰,得到清晰的谐波分量,在各谐波分量的特定边频区间内计算最大能量与平均能量的比值并求和,将该值作为新的特征量来表征柱塞泵的不同磨损状态,利用网格法对边频区间范围寻优.结果表明,边频相对能量和相比传统的特征频率能量对磨损状态的区分度更高,适于磨损状态识别.      

Distributed satellite autonomous navigation using X-ray pulsars

Distributed X-ray pulsar-based navigation (DXNAV) is an effective method to realize earth-orbit satellite positioning under weak pulsar signal conditions. In this paper, we propose a new DXNAV method based on multiple information fusion. The DXNAV system principle and the pulse phase estimate Cramér-Rao lower bound are deduced. To suppress the calculation complexity and the error source, the X-ray pulsar photon time-of-arrival detected by each satellite is equivalently converted to the leading satellite directly using the inter-satellite link ranging and starlight angular distance measurement. A high precision estimate model of the pulse phase is built using pulsar standard profile, observed profile, and star-geocentric angular distance from distributed satellites. The estimated pulse phase is real-time supplied to the navigation system, which is established in the form of a deviation equation. The two-stage Kalman filter is designed to estimate the pulse phase in profile histogram bin step and the leader position in real-time step. Compared separately with the maximum likelihood phase estimate method and the celestial navigation method using only the star-geocentric angular distance, the simulation analysis shows that the estimation precisions of position and velocity are improved by 29% and 25%.     

地基北斗GEO卫星直反信号功率测量偏差分析

针对接收天线方向性造成的北斗地球同步轨道（GEO）卫星直反信号功率测量偏差进行研究。给出地基场景下实际天线接收的直反信号及其功率表达式，讨论天线方向性造成的北斗GEO卫星直反信号功率测量相对偏差，设置具体观测场景进行仿真分析。理论与仿真结果表明：具体场景和时刻下的北斗GEO卫星直反信号功率测量偏差为固定偏差，由天线对干扰信号的抑制性能、天线架设高度和反射面介电常数共同决定；相对偏差的大小随着天线对干扰信号抑制性能的增强而减小，随着天线架设高度的变化在某一范围内波动，也会随着反射面介电常数的变化而变化。     

星间相位干涉仪测角系统设计及精度分析

针对微小卫星编队飞行、星间组网等多星协同任务中的相对测角问题,提出了一种高精度的星间无线电测角系统。该系统的优势是在伪码测距系统的基础上增加两条相同的接收通道,对载波相位值采用相位干涉法得到高精度的星间相对角度值,可以在不增加额外软硬件开销的情况下完成实时性较好的高精度星间相对状态自主测量。从该系统的设计出发,对相位干涉仪测角系统进行了详细的精度分析,推导了链路中各个噪声源的传递函数和理论噪声水平,并搭建实物平台对角度测量精度的理论值和实测值进行比较。结果表明系统对本振相位噪声有抑制作用,热噪声是角度测量的最大噪声源,系统实际测角精度在强信号下可达1.4×10^-3度。     

强γ射线参考辐射场散射影响研究

采用蒙特卡罗程序MCNP对强γ射线参考辐射场的散射特性进行了模拟,确立了辐射场实验空间内的剂量率和能谱分布。通过多种角度对屏蔽墙散射和在束散射体散射进行了细致的分析,为校准实验室钴源辐射场的实验应用和屏蔽设计提供参考。     

Hardware-in-the-loop simulations of GPS-based navigation and control for satellite formation flying

A relative navigation and formation control algorithm for satellite formation flying was developed, and a hardware-in-the-loop (HIL) simulation testbed was established and configured to evaluate this algorithm. The algorithm presented is a relative navigation estimation algorithm using double-difference carrier-phase and single-difference code measurements based on the extended Kalman filter (EKF). In addition, a state-dependent Riccati equation (SDRE) technique is utilized as a nonlinear controller for the formation control problem. The state-dependent coefficient (SDC) form is formulated to include nonlinearities in the relative dynamics. To evaluate the relative navigation and control algorithms developed, a closed-loop HIL testbed is configured. To demonstrate the performance of the testbed, a test formation flying scenario comprising formation acquisition and keeping in a low earth orbit (LEO) has been established. The relative navigation results from the closed-loop simulations show that a 3D RMS of 0.07 m can be achieved for position accuracy. The targeted leader–follower formation flying in the along-track separation of 100 m was maintained with a mean position error of approximately 0.2 m and a standard deviation of 0.9 m. The simulation results show that the HIL testbed is capable of successful demonstration of the GPS-based satellite autonomous formation flying mission.     

Development and performance of a position sensitive proportion counter for the rosat project

A multiwire proportional counter capable of imaging soft X-rays has been constructed. The position of an incident photon is obtained by measuring the induced charge signals on two orthogonal sets of cathode wire grids. The anode signal is used as trigger and energy signal. At a photon energy of 0.94 keV the achieved position resolution is 300 μm (FWHM), and the energy resolution is 45% (FWHM). With a five sided anticoincidence the background rejection efficiency is 90–95%.A small version of the counter has successfully been flown twice on sounding rocket payloads. X-ray images of the supernova remnants Puppis A and Cassiopeia A have been taken. As the prime focal plane detector for the ROSAT project we are building a version with an aperture of 80 mm.     

Simulation of X-ray and gamma ray detector response and spectral deconvolution

A detailed Monte-Carlo code has been developed from basic principles that simulates the responses of high energy photon detectors to incident beams of photons. The detector response matrice (DRM)s are calculated using this code. Deconvolution of an artificially generated spectrum is presented.     

星间相对测量在三星编队中的应用

以NASA新千年计划中的深空计划3为背景，使用星载类GPS的伪距和载波观测数据，研究利用编队卫星间相对测量，高精度自主确定三星编队星座相对状态的有关问题；研究星间相对测量各种可能的测量方案和可能达到的精度，验证这种星间相对测量技术是否能够满足深空计划3的系统要求．首先建立了三星编队星间相对测量系统的数学模型，然后利用星载高精度伪距和载波观测信息，对各种可能的测量方案进行仿真协方差分析；研究利用卫星姿态机动提供的几何信息，进行单差整周模糊度初始化的问题，讨论了卫星姿态机动方案；最后针对每一种测量方案给出了仿真结果和相关的结论。     

基于FPGA+DSP的X射线脉冲星导航原理样机的设计与实现

为了验证X射线脉冲星导航算法在星载计算机环境下的实时性和适用性,设计了基于FPGA+DSP架构的X射线脉冲星导航原理样机,导航原理样机中的FPGA用于系统的逻辑控制以及光子数据的存储;DSP则用于将接收到的光子数据进行转换、脉冲折叠、脉冲数据互相关处理、数据插值以及最小二乘滤波等算法。最后搭建了X射线脉冲星导航地面半物理仿真系统,系统以光子到达时间残差作为观测量,结合卫星轨道动力学模型,基于滤波算法实现航天器的导航定位。仿真结果表明,导航位置误差优于10 km,速度误差优于1 km/s。