无法兰波导卡箍设计对焊接质量的影响分析

无法兰波导是一种新型的波导设计及加工方式.相比传统的有法兰波导,无法兰波导具有重量轻,尺寸小等优势.对于一些重量及尺寸要求敏感的高通量的通信航天器,无法兰波导具有巨大的优势.但是不同于有法兰波导,无法兰波导采用卡箍软钎焊的焊接形式,焊接设备要求更高,焊接方法更为复杂.文章设计出一种理想的波导卡箍,可以满足无法兰波导的焊接要求.设计出两种波导卡箍,通过对两种波导卡箍焊接后的钎着率的对比,挑选出更优的卡箍设计形式,作为通用化的无法兰波导焊接卡箍的设计形式.从对比中可以得出结论,包含透气孔的卡箍设计形式对于无法兰波导焊接强度更优.     

航空发动机燃烧室参数化设计

为解决现有燃烧室设计方法中人工介入多、计算周期长的缺点，以及现有参数化方法中存在的局限性，提出采用参数化 数值仿真方法，将燃烧室数值仿真过程中的几何参数、网格参数和边界条件等需要多次修改的参数改为变量并提取，编程实现了 从几何建模、网格生成到求解和后处理环节的完全自动化；基于燃烧室设计流程建立燃烧室的一体化设计平台，通过该平台初步 计算得到了一种带直叶片3级旋流器燃烧室的几何模型，并采用参数化方法对其几何结构进行优化，优化后的燃烧室出口温度分 布系数达到0.235，接近设计要求值0.2。结果表明：采用参数化数值仿真方法可以将燃烧室初步设计周期降为不足传统方法的1/10， 证明了该参数化数值仿真方法的有效性好，一体化设计平台的可靠性高。     

锂离子电池快速寿命评价技术与方法

随着锂离子电池寿命特性的提升，以及电力储能、电动汽车和航空航天等应用领域对长期运行可靠性的需求，迫切需要在较短时间内完成锂离子电池的高精度全周期寿命评价。近年来，针对锂离子电池剩余寿命的研究较多，但对以锂离子电池寿命特性验证与鉴定为目的的快速寿命评价技术和方法缺乏系统梳理。本文分析了锂离子电池寿命评价的快速、高精度、强适用性等特点，归纳了锂离子电池寿命预测的通用技术和加速寿命试验设计流程，总结了4种可操作性强的快速寿命评价方法实例，为锂离子电池设计、制造和应用提供参考和借鉴。     

超声速双侧二元进气道在侧滑状态下的再起动特性数值研究

针对冲压发动机燃烧室压强过高导致进气道不起动的问题，对一种双侧布局的超声速混压式二元进气道的再起动特性开展数值研究，获得了小侧滑角下迎、背风侧进气道的再起动特性。结果表明:对于双侧布局的进气道，其再起动出现了明显的回路迟滞现象，且在小侧滑角下，迎、背风侧进气道的再起动流态出现了明显的不对称性，在不起动及再起动的过程中会出现单侧进气道不起动的现象。比较发现:迎风侧进气道较背风侧进气道更容易出现不起动，且其实现再起动更为困难。通过对比不同背压峰值作用下的进气道再起动特性发现，当进气道背压峰值大于进气道不起动背压时，进气道的再起动背压值不随着背压峰值的增大发生变化，但进气道会发生倒流，形成反向冲量，导致内阻急剧上升，发动机工作性能恶化。      

CMV4000国产化替代芯片验证平台设计

本文开展了对CMV4000传感器国产化替代的研究工作以及芯片验证平台设计工作，替代芯片为上海集成电路生产的ASG043传感器芯片。本文首先通过元器件手册信息，从硬件电路和FPGA软件设计两个角度开展替代工作的研究。然后在搭载ASG043图像传感器的星敏感器上对电源以及图像传感器驱动代码进行设计修改，以满足国产ASG043传感器的供电，时序，训练等要求，ASG043成功运行后，对比替代前后黑白图及采集星点图像。由对比结果可知其成像效果与进口探测器相当，可在不更改印制板的条件下原位置替代CMV4000图像传感器。     

空气涡轮火箭发动机热力过程及工作特性

对空气涡轮火箭（Air Turbo Rocket,ATR）发动机国内外研究概况进行了介绍。采用热力循环分析方法对ATR发动机热力过程和发生器温比、压气机压比、涡轮落压比等关键特征参数影响规律进行了分析，在此基础上开展了单组元和双组元推进剂ATR发动机系统和性能仿真研究，将部分结果与试验结果进行了对比。ATR发动机的起动特性和高空特性的理论和试验对比研究表明，ATR发动机在马赫数0～4的爬升包线中能够提供较大的剩余推力，起动时间在5 s以内。这一显著特点，使其在与冲压发动机并联组合后，可以实现高、低速流道的快速切换，从而实现推力连续过度，为宽域组合动力提供了一个新的技术路线。最后总结分析了ATR发动机的技术优势和发展前景，以及ATR发动机在应用方面的问题和思路。通过技术继承、拓展，ATR组合动力是构建新型临近空间超声速和高超声速动力创新技术途径。     

我国载人航天电源系统的技术发展成就及趋势

载人航天电源系统是一个庞大的系统工程，状态复杂、可靠性要求高、技术难度大。本文在阐述我国载人航天电源系统组成和特点的基础上，从电源系统架构、太阳电池翼、储能电池组、并网控制以及在轨维修与更换等方面，详细论述了我国载人航天电源系统的各阶段技术突破和技术引领，并对后续载人月球探测提出展望，梳理了能源系统重点研究方向和关键技术，为未来载人月球探测任务顺利实施奠定技术基础。     

基于数字孪生的航天电推进器优化设计方法

针对以引力波探测为代表的空间科学任务和以“国网星座计划”为代表的商用卫星网络任务对推进器的特殊需求，本文提出了一种基于数字孪生的推进器优化设计方法。该方法首先建立由机理模型模块和测试数据集模块组成的数字孪生体。机理模型模块依据推进器的物理过程建立模型，对难以测量的数据进行仿真模拟；测试数据集模块通过实验对推进器进行测试，依靠测试数据建立可测参数的数学模型。将数字孪生体与实验进行对比，通过对比结果反馈调节机理模块从而不断提高孪生体的准确性，最终为优化设计提供依据。结果表明：(1)该方法能够构建微波离子推进器的数字孪生体；(2)该数字孪生体的预测结果存在一定差异，通过分析发现该差异与机理模型的精细度以及测试数据集的数据量有关。     

卷积神经网络卫星信号自动调制识别算法

自动调制识别是空间认知通信系统的关键技术，有助于实现自适应信号解调。深度神经网络虽然具有特征提取能力强的优势，但也存在参数众多、计算量大的问题，难以实现空间在轨应用。针对以上问题，提出了一种轻量化、高性能的卷积神经网络结构。网络先提取信号的同相正交相关特征，再提取时域特征，最后提取各通道特征均值进行分类。对11种调制方式分类的实验结果表明:当信噪比高于0 dB时，平均识别准确率能达到86.94%，较传统的高阶累积量的方法提高了31.54%;与目前高识别准确率的深度神经网络模型相比，仅使用不到10%的模型参数，在树莓派4B上计算速度平均提高了20倍。      

模块化可重构无人机机翼结构优化方法研究

模块化可重构无人机设计工况复杂、约束多样，需要根据不同设计思想的特点研究适用的优化方法才能得到最优方案。本文开展针对多模型的同步优化方法研究，给出不同构型机翼翼根弯矩约束方法，提出多构型机翼结构前后梁弯矩比例约束下的同步优化技术，并以某模块化可重构无人机机翼为对象进行应用验证。结果表明：与文献中模块化机翼优化结果相比，本文多构型机翼结构同步优化方法在解决整机翼更换的模块化可重构机翼结构优化问题时具有很高的适用性和收敛性，以及广阔的工程推广价值。