基于卫星通用电模拟器开发平台的目标测量系统电模拟器研制

应用基于PXI总线测试系统的卫星通用电模拟器开发平台,对某型卫星地面电联试系统     

气动力辅助异面变轨控制研究

研究了利用气动力辅助异面变轨时的控制问题。从分析系统方程的特点出发 ,将整个控制过程分为两部分 :第一部分是一个跟踪问题 ;第二部分为一高度调节问题。选用变结构控制方法 ,控制求解时使用了优化趋近法。仿真结果表明了作者所提出的控制方案的有效性     

基于QAR数据的LEAP发动机HPV性能监控及维修策略研究

HPV是发动机引气系统重要部件之一。针对LEAP-1A发动机HPV设计缺陷导致可靠性低的问题,通过研究某航司机队HPV故障数据和技术原理,归纳典型故障和故障原因,提出一种基于QAR数据分析和“3σ”（三西格玛）原则评估发动机HPV正常下游压力范围的方法,并构建了HPV健康监控和故障诊断模型,该模型经某航司历史QAR数据验证有效。最后提出以可靠性为中心的HPV管控建议,为航司提升LEAP-1A发动机HPV可靠性提供参考。     

考虑建模误差的某型火箭末级制导方法研究

运载火箭末级发动机点火后,在制导系统的导引下,火箭最终抵达入轨位置、取得入轨速度,卫星进入运行轨道。火箭末级飞行动力学模型为非线性微分方程形式,难以利用解析方法得到火箭姿态变化特性,进而控制火箭飞行过程中的状态变量。将火箭入轨约束条件转化为最优控制的性能指标函数,利用庞德里亚金极小值原理与牛顿梯度法相结合的方式来解决动力学方程求解问题,得到末级飞行标准轨道;火箭动力学建模过程中,由于参数难以精确计量等的影响,存在建模误差,导致火箭实际飞行轨道会偏离标准轨道。对模型进行线性化处理,引入状态反馈,可以使实际飞行轨道接近于标准轨道,提高卫星荷载入轨要求精度。仿真结果表明:该制导算法可较好地减小火箭载荷入轨误差。     

产品规范中的质量保证规定(下)

进行鉴定或定型检验一般应规定受检样品数、检验项目、检验顺序和合格判据.当鉴定或定型检验产品不具备批生产抽样条件时,可根据需要规定受检样品数.鉴定或定型检验的项目因产品特点而定,但注意不要将研制试验项目纳入鉴定检验.现将笔者遇到的情况归纳如下:     

固液捆绑运载火箭测试发射特点及展望

长征六号甲是我国首型采用固液捆绑构型的中型低温动力运载火箭,文章简单介绍了该型火箭测试发射任务执行基本情况,总结分析了火箭在发射场执行测试发射任务的技术特点、流程特点、任务保障特点及应对措施。提出基于固液捆绑火箭的快速测试发射技术发展方向,分析了火箭新技术应用、测试发射流程优化、发射场能力建设等方面的发展需求,为型号研制工作及发射场测试发射能力提升提供有益参考。     

产品规范中的安全性、互换性、运输性和接口要求

安全性是指产品不发生导致人员伤亡、设备损坏等意外事件的能力。意外事件就是事故,要保证安全就是要消除或控制这些事故的发生。事故的起因往往来自于产品设计与制造过程中未注意到的缺陷和对潜在的危险缺乏应有的控制。事故的等级规定为:Ⅰ级(灾难的)——人员死亡或系统报废;Ⅱ级(严重的)——人员严重受伤,严重职业病或系统严重损坏;Ⅲ级(轻度的)——人员轻度受伤,轻度职业病或系统轻度损坏;Ⅳ级(轻微的)——轻于Ⅲ级的损伤。另外,安全性和可靠性也存在一定关系。可靠性研究的是故障,有些故障会导致不安全的事故,这时便应找出影响安全性的…     

固体推进剂药浆流平性对发动机装药结构完整性的影响

为分析固体推进剂浇注质量对发动机装药结构完整性的影响,首先采用流平仪对推进剂药浆放置不同时间后的流平性进行了试验,然后通过单轴拉伸试验和微CT扫描试验对相应条件下推进剂的力学性能和孔隙率进行了研究,最后结合有限元计算方法对发动机装药的结构完整性进行了分析。结果表明,随着推进剂药浆放置时间的增加,推进剂流平性逐渐变差,药浆放置5 h后药面有条痕堆积现象,但推进剂的单轴拉伸力学性能差异并不大。通过微CT扫描试验发现,推进剂药浆放置时间由1 h增加到5 h,孔隙率由2.65‰增大至7.97‰,使得推进剂泊松比降低,导致发动机装药在低温点火压力载荷下的变形增大,安全欲度降低。     

多孔阵列式电喷雾推力器纯离子电流的物理模型

纯离子（PIR）发射状态的多孔发射极阵列（PEA）使离子液体电喷雾推力器（ILET）具有高精度、高比冲、高效率、小体积等优点。为了研究PEA在PIR发射状态下的束电流机制，构建了一种包含起始电压、多点发射、黏性流动、离子电流的物理模型。通过引入正态性假设简化了加工公差不确定性和多孔基材不均匀性的量化过程，基于Monte Carlo方法推导出了PEA的PIR电流解析表达式，并通过对比试验结果验证了模型的可靠性和准确性。结果表明，模型机理明确、误差较小，能够较高精度地预测锥形多孔硼硅酸盐PEA的PIR电流和多点发射行为；模型计算结果与AFET-2推力器试验结果基本一致，相对误差范围为1.0%～1.5%，随着工作电压的增大和发射体数量的增加有助于提升模型的精度。模型为计算效率较高的0D模型，为ILET的鲁棒性设计和性能优化提供了一种新的计算方法。