小子样下导电滑环磨损失效仿真的可靠性评估研究

针对滑环失效数据较少的特点，构建导电滑环磨损失效模型，结合小子样数据处理法和随机性理论对滑环摩擦副进行可靠性评估研究。首先，考虑滑环摩擦副在热力电多场耦合环境下的特点，应用传热学、赫兹理论、能量守恒定律量化多场耦合对滑环摩擦副的影响，再结合Archard模型理论构建导电滑环摩擦副磨损失效模型。然后，采用小子样数据的虚拟增广法和Boot-strap法对仿真数据进行扩展，根据滑环磨损特征量分布规律分别得到随机失效阈值与固定阈值下的可靠度函数曲线，以某厂制造的导电滑环为例，进行滑环摩擦副可靠性评估，实验结果表明随机失效阈值下的可靠度与实际更接近。研究表明所构建的磨损模型和方法可以有效地对导电滑环进行可靠性评估，避免了传统的必须依赖大量试验数据的方法，解决了缺少滑环试验数据而难以进行可靠性评估的问题，填补了导电滑环可靠性研究的空白。     

无拖曳卫星氮气微推进系统填充与开机工作特性的仿真研究

采用AMESim软件对氮气贮存压力为1.5×10 7 Pa、推力范围为mN级的压电驱动的氮气微推进系统进行建模。研究了氮气填充过程中氮气瓶、减压阀的压力和质量流量瞬态特性。分析了整合喷管的压电比例阀在开机过程中的瞬态工作特性。最后，研究了驱动电压对压电比例阀在开机过程中的阀芯位移和喷管推力瞬态值、阀芯运动和推力响应时间的影响规律。结果显示，当驱动电压为80 V时，阀芯的响应时间和稳定位移分别为 0.64 ms 和3.67 μm。开机后8 ms，喷管推力达到稳定值(0.588 mN)。压电比例阀阀芯的开启响应快速，且驱动电压与喷管推力之间存在良好的线性关系，说明推力可通过改变驱动电压进行mN级的线性调节。     

皮卫星星箭分离动力学模拟及其灵敏度分析

皮卫星能源有限、姿控能力差等特点决定其对星箭分离初始姿态要求较高。在采用自主研发的皮卫星星箭分离机构的基础上，以多体动力学理论为基础，采用ADAMS软件建立了皮卫星及其星箭分离机构虚拟样机模型，分别就皮卫星质心偏离量、分离弹簧与舱门扭簧弹性系数对入轨初始姿态影响展开了分析。分析结果表明：质心偏心量对分离姿态影响最明显，分离弹簧与舱门扭簧弹性系数对其影响次之，合理配置分离弹簧与舱门扭簧弹性系数有利于卫星保持良好的姿态分离。在轨分离试验显示：分离时刻皮卫星滚动角速度、俯仰角速度、偏航角速度分别为-0.18（°）/s，-1.6（°）/s，0.95（°）/s，与在轨环境下仿真结果基本相符；入轨初始姿态能满足皮卫星的姿控要求，为其后续工作提供了保障。     

基于粒子群优化核极限学习机的北斗超快速钟差预报

针对卫星钟差序列中非线性特性较为复杂和超快速钟差预报精度较低的问题，将核极限学习机算法引入到北斗超快速钟差预报中。首先，将极限学习机进行优化，引入粒子群优化算法来选择核极限学习机所需的核参数和正则化参数；然后，将优化后的方法应用到超快速钟差预报中，并给出了利用该方法进行超快速钟差预报的步骤；最后，在分析iGMAS提供的实测北斗超快速钟差数据的基础上，选用单天和多天数据进行短期预报。结果表明：在短期预报6h范围内，利用本文提供的优化方法解算得到的超快速钟差预报精度明显优于二次多项式模型和周期项模型，并且采用此方法得到的超快速钟差预报产品与iGMAS提供的超快速钟差预报产品(ISU-P)相比，GEO、IGSO和MEO卫星的预报精度分别提升了50.51%、46.98%、40.67%，其与最终精密钟差的符合程度显著 增强 。     

含多间隙柔性可展帆板动力学建模及仿真

为研究柔性和多级铰链间隙对帆板展开过程动力学特性的影响，以月球车两级往复可展太阳帆板为研究对象，采用修正Coulomb模型表述摩擦力，通过接触碰撞力描述间隙，运用有限元法进行帆板柔性化，进而建立多间隙-柔性耦合的动力学模型。采用变步长伦哥库塔法进行数值求解，模拟帆板展开过程，分析了多间隙和柔性对帆板质心加速度、铰链间隙碰撞力等参数的影响。结果表明，在保证展开机构刚度要求的前提下，帆板柔性可补偿因铰间隙引起的加速度波动，减弱间隙处碰撞的剧烈程度，减小碰撞力幅值，进而改善帆板展开机构的动态特性。研究结果可用于指导月球车两级往复可展太阳帆板等同类型的可展机构动态优化设计。     

K8J机翼整体油箱渗油故障分析及改进措施

通过K8J机翼整体油箱外场使用中出现的渗油故障分析和研究,找到了口盖、主梁接头和前墙上缘条贴合面等三种类型密封失效而渗油的原因,并分别采取了针对性的工艺和设计改进措施,根除了油箱渗油故障,经过试件及后续产品的试验和检测,改进后的油箱密封质量稳定可靠。     

基于神经网络的导弹稳定控制回路设计方法

基于径向基函数神经网络（RBFNN）的学习能力和逼近特性，将传统方法中的局部/整体构架蕴涵于神经网络内部，对导弹稳定控制律进行局部（定点）/整体（拟合）设计，以简化计算步骤，提高设计方法的通用性和自动化程度，以防空导弹侧向稳定控制回路设计为背景，对所提出的稳定控制回路设计方法进行了仿真，验证了该方法的可行性和有效性。     

吸气式高超声速飞行器助推-巡航轨迹优化

针对吸气式高超声速巡航飞行器建立了纵向平面内的二维轨迹优化模型(包括火箭助推段和吸气式飞行段),其中大气模型、气动力模型和发动机模型均建立了比较详细的模型,能够比较全面、准确地描述吸气式高超声速巡航飞行器的特征;基于配点法建立了适用于高超声速巡航飞行器助推-巡航轨迹优化的方法,在求解非线性规划时引入了规范化处理、稀疏分析和偏导数计算方法等,以提高优化效率;对吸气式高超声速飞行器助推-巡航轨迹进行了优化研究,分析了典型设计参数变化对最优轨迹的影响。仿真结果表明:所建立的方法能够快速、高精度求解吸气式高超声速巡航飞行器轨迹优化问题,并且能够方便地分析设计参数变化对最优轨迹的影响,可用于吸气式高超声速飞行器飞行剖面设计与优化。     

沟槽面三角翼减阻特性实验研究

风洞测力实验结果表明 ,本文所采用的沟槽面设计均能在一定的迎角范围内减少三角翼的阻力。在迎角α >2 0°、侧滑角 β =0°～ 30°的范围内可使阻力系数降低 2 .5 % ,而几乎与侧滑角无关。另外 ,h =s =0 .2mm的“V”型沟槽表面在α =6°时减阻效果最佳 ,减阻量为4 0 % ;相应的升阻比亦最大 ,约增加 61%。     

CG-01风洞测控系统改造

改造后的CG 0 1风洞测控系统采用高速数据采集系统和智能控制技术 ,提高了测控系统的测控精度。用以太网实现计算机之间通信 ,除了模型姿态角控制和调压阀控制以外 ,将超扩段调节片和试验段可开闭壁板纳入计算机控制 ,提高了风洞运行效率。