化学物质释放人工改变电离层

考虑中性气体在电离层高度的扩散过程和相应的电离层离子化学过程，研究了利用主动化学物质释放来改变电离层的方法，理论计算了H2O和SF6两种气体释放后电离层随时间的响应过程，结果表明，在电离层高度上气体的扩散过程非常迅速，电离层F区的电子密度有很大程度的减少，而扩散慢且化学反应快的气体对电离层的影响更大，就更加有利于电离层洞的形成。     

氢燃料燃烧加热风洞中水蒸气相变效应的数值研究

为明晰氢燃料燃烧加热风洞中的水蒸气相变效应,采用同时考虑凝结和蒸发相变模型的多组分输运可压缩流动数值模拟方法,研究了超声速喷管内的水蒸气凝结过程以及凝结气流再蒸发对典型压缩构型(二维斜劈、三维斜劈和圆锥)流场参数及气动力的影响。结果表明:氢燃料燃烧加热风洞喷管气流中,水蒸气在较低总温条件下确实存在较大程度的凝结相变,但同时在斜劈激波压缩后也存在较强的蒸发相变;凝结会使喷管流场参数发生较大偏离,但再蒸发效应又会使气流经过斜劈压缩后趋近理想状态,趋近的程度受到压缩程度的影响。本文计算条件下,喷管内水蒸气相变导致出口参数偏差大于10%,但经过12°斜劈压缩后,流场参数以及表面气动力可恢复到理想状态的95%以上,此时相变的影响基本可以忽略。     

消光比参数的溯源方法

对通信信号分析仪的光口消光比参数进行溯源研究,提出了将光口消光比参数溯源到示波器电压参数上的方法并进行了实验验证。首先搭建了消光比稳定的数字信号发射机作为被测源。其次采用带宽足够的光电探测器XPDV2150R(DC-50GHz 1550nm)将光信号转变到电信号,来消除频响对测量结果的影响,并通过实验验证了光电探测器带宽和接收机带宽对测量结果的影响。最后通过垂直幅度可溯源的电示波器对电信号进行消光比测量。将测量结果和通过通信信号分析仪光口眼图功能测得的结果进行比对,验证两者的一致性,最终实现将消光比参数溯源到电压参数上。     

双爆轰管脉冲爆轰发动机近场噪声特性的试验研究

为研究双管脉冲爆轰发动机近场爆轰噪声特性,设计了双管脉冲爆轰发动机爆轰噪声试验测试系统,对不同填充率、不同管间距下的爆轰噪声进行了测量。试验结果表明:随着传播距离的增加,爆轰噪声峰值声压逐渐减小。PDE管口附近,爆轰噪声峰值声压衰减速度最快;距离管口较远位置处,衰减速度逐渐减小。随着填充系数的增加,爆轰噪声逐渐增大,指向性逐渐变缓;距离管口400mm处,60%,100%和140%填充系数下峰值声压级依次为197.95,201.93和204.51d B。不同传播距离处,爆轰噪声指向性不同。当距离管口较近时,爆轰噪声最大值出现在0°方向;距离管口大于2m的区域内,最大值出现在30°方向。不同管间距情况下,爆轰噪声呈现出相同的指向性。管间距越小,爆轰噪声的指向性越明显。     

前置不同诱导轮的高速离心泵性能

为研究分流叶片诱导轮及变螺距诱导轮对离心泵水力性能及汽蚀性能的影响,对具有前置诱导轮的高速离心泵进行了试验和数值模拟。外特性试验表明,两种前置诱导轮对高速离心泵效率的影响均不显著,前置分流叶片诱导轮的离心泵扬程相对于前置变螺距诱导轮有显著下降。汽蚀试验表明,小流量工况下前置分流叶片诱导轮的离心泵抗汽蚀性能较优,大流量工况下前置变螺距诱导轮的离心泵抗汽蚀性能较优,其余工况下两者的抗汽蚀性能相当。仿真结果表明,大流量工况下分流叶片诱导轮扬程较低,不能满足离心轮进口能量需求,致使前置分流叶片诱导轮的离心泵汽蚀性能变差。     

超精密微牛级微波离子推进技术及其在卫星超精度控制中的应用研究

空间技术的快速发展使得利用空间卫星的编队飞行构建大型空间星座成为可能，在引力波探测、射电望远镜编队、星座组网等任务方面具有重要作用。超精度控制是实现卫星高精度编队飞行的关键技术。推进系统是实现卫星编队长期高度稳定飞行的保证，从而实现内部科学装置的正确运行。不同于常规的推进系统，卫星精密编队超精度控制对推进系统的推力可调范围、分辨率、响应时间、推力的一致性等有着极高的要求。根据卫星精密编队任务需求，对微牛级推进系统的功能及技术要求进行了分析，提出了基于M2微波离子推力器的卫星超精度控制推进系统。阐述了M2超精密微牛级推进系统的关键技术和研究进展，为后续M2推力器在无拖曳控制方面的应用奠定了基础。     

视觉测振技术在柔性太阳翼模态试验中的应用

针对8 m×5 m的柔性太阳翼在倒立状态下进行模态试验，设计数字摄像视觉测振系统，基于图像特征跟踪法实现了从相机标定、图像采集、信息提取到三维振动数据获取的过程，通过工况模态辨识方法获取了柔性太阳翼模态频率及振型等动力学参数。并考虑空气和重力影响建立太阳翼有限元模型，通过与基于基恩士激光位移传感器的传统模态试验结果及仿真分析结果进行对比，验证了基于视觉测振工况模态试验方法的准确性，为柔性太阳翼在轨模态辨识奠定基础。     

弯扭复合大负载下电动舵机设计及性能试验研究

针对弯扭复合大负载工况下电动舵机快速性与稳定性匹配的问题,在分析有限空间质量约束下舵机设计要求的基础上,采用基于核心部件与系统仿真及试验验证相结合的手段,提出了一种高刚度高功率密度的抗弯扭复合大负载电动舵机设计方法。详细阐述了高功率密度伺服电机和高刚度传动机构的设计过程,并研制了工程样机。试验结果表明:该电动舵机伺服刚度与功率密度得到显著提升,在复合大负载工况下能够实现高动态高可靠稳定运行。     

基于IRI-2012模型广州地区f_0F_2实测与预测的对比分析

利用广州台站(23.2°N,113.3°E)的实测数据和IRI-2012模型提供的预测数据,对比分析了2013年广州地区f_0F2的变化特征.结果表明,IRI-2012模型能够较好预测该地区f_0F_2的变化趋势,并且CCIR参数得到的预测值比URSI参数更接近实测值;预测值与实测值存在系统偏差,在11:00 LT-06:00 LT时段,观测值均比预测值大,其他时段则相反.在日落后至午夜前时段,预测值与实测值有较大差距.绝对偏差的极值点通常出现在20:00 LT左右,最大超过4 MHz.相对偏差变化比较明显的时段是午夜后至凌晨;在02:00 LT或04:00 LT及06:00 LT附近,可能会出现双误差峰值点,最大超过0.4;但在σ变化很大的20:00 LT附近,相对偏差却变化不大.夜间增强现象会使得偏差增大,导致预测值不能很好反映实测f_0F2的变化.     

高超声速滑翔目标自适应跟踪方法

针对机动模式复杂多变的高超声速滑翔目标跟踪问题，提出了一种机动频率自适应跟踪方法。采用介于常速度和常加速度模型之间的Singer模型来表征目标气动力加速度的变化，从而建立跟踪系统的状态方程。根据地基雷达量测量获得系统的量测方程，鉴于距离和角度信息的量级相差较大将其由球形量测量转换为位置量测量。为了适应高超声速滑翔目标灵活多样的机动模式，基于正交性原理和无迹卡尔曼滤波算法实现了Singer模型中机动频率参数的自适应。利用滤波信息计算得到能够反映状态模型误差大小的调整因子，用于放大Singer模型中的机动频率，进而调整状态方程的过程噪声以降低模型误差。通过对2种典型机动轨迹的跟踪仿真，并与交互式多模型等方法进行比较，结果表明所提方法的跟踪精度高、计算量小，能够较好地适应阶跃机动和连续幅值变化的机动。