近距编队飞行气动影响建模与分析

针对近距编队飞行面临的相互气动影响问题,采用等效气动效应法建立了尾流气动影响的等效模型.该模型可引入编队飞行六自由度方程.通过仿真验证表明,由等效模型计算出的诱导力与诱导力矩和风洞数据具有较好的符合度,等效模型可直接用于编队飞行建模及控制器的设计与仿真.     

PMMA透光纳米复合材料的制备

利用同轴共纺技术制备出具有壳-芯结构的复合纳米纤维,再通过热压成型工艺将壳层的聚甲基丙烯酸甲酯(PMMA)熔融,留下芯层的尼龙6(PA-6)纳米纤维作为增强材料,由此制备得到纳米纤维增强透光复合材料.实验结果表明,该复合材料较之纯PMMA板在力学性能上有明显改善,透光率则基本不受影响.应用SEM、TEM以及FTIR研究了复合纳米纤维的形貌和结构,并根据复合材料力学试验断口的SEM照片,分析了PA-6纳米纤维含量对复合材料力学性能和透光性能的影响.     

浅谈廊坊电子信息产业的现状与发展

电子信息产业发展对当今世界经济发展起着十分重要的作用.如何加快电子信息产业发展,对保持经济持续快速增长,加快推进工业化进程具有十分重要的意义.本文立足于廊坊电子信息产业发展的现状,对未来如何加快发展廊坊电子信息产业提出自己的想法和建议.     

潮湿颗粒电解质电化学机械抛光铜工件的接触特性研究

潮湿颗粒电解质电化学机械抛光(Moist particle electrolyte electrochemical mechanical polishing,MPE-ECMP)作为新兴技术,仍存在难以获得高表面质量的问题。为解决该问题,深入研究电解质颗粒与工件的接触特性,采用离散元仿真软件Altair EDEM探究了工件倾斜角、转速对接触数量、接触力的影响规律,并进行MPE-ECMP工艺试验。研究结果表明,倾斜角为30°时,单位时间内电解质颗粒与工件的接触数量最多,且切向力最大,为3.38mN;在90°时,切向力最小,为1.21 mN。随着工件转速增大,单位时间内电解质颗粒与工件的接触数量变少,电解质颗粒与工件接触的法向力、切向力呈增大趋势。当抛光电位(vs. Hg/Hg₂SO₄)为0.8 V,工件倾斜角为30°,抛光1h,表面粗糙度从S_a433.51 nm降低到S_a22.43 nm,降低了94.8%。结果证明了工件倾斜角、转速的调整可有效提高MPE-ECMP的抛光精度,表面粗糙度的降低是由接触数量...     

欠驱动非完整机械系统的鲁棒控制

讨论了一类不确定欠驱动非完整机械系统的跟踪控制问题。基于所定义的误差方程,提出了新的鲁棒控制器。该控制器不但对系统惯性参数的不确定具有鲁棒性,而且保证了系统的跟踪误差渐近趋于零。数字仿真验证了所提出控制器的有效性。     

基于双谐振棋盘式超表面的宽带RCS缩减技术

为实现宽频带的雷达散射截面（RCS）缩减效果，提出一种基于棋盘式超表面的RCS缩减技术，可达到宽带RCS缩减且极化不敏感的效果。介绍了提高RCS缩减带宽的原则，设计了X波段的棋盘式超表面，通过电磁散射对消技术，电磁波经超表面反射后分散向不同的方向，实现了异常反射从而降低RCS。与普通棋盘式超表面不同，为了克服一般超表面都有的相位收敛问题，提出了双谐振棋盘式超表面，即用两种谐振频率不同的结构组成双谐振单元结构，使单元具有均匀相位差的频段得以拓宽，从而扩展了超表面的缩减带宽，实现了10 dB缩减带宽达到8 GHz~14.5 GHz且极化不敏感的效果，通过仿真证明双谐振棋盘式超表面可以实现宽频率范围的RCS缩减效果，且极化不敏感。     

直角坐标系中雷达测量方差的两种计算方法

文章提出了依据雷达极坐标测量标准差和采用雷达极坐标测量数据估计直角坐标系中雷达测量方差以及目标位置误差的2种计算方法,分别为依据目标在统一直角坐标系中各坐标分量上的标准差得到目标位置间接测量偏差的标准差法和基于直线航迹线参数估计的统计学方法。结合相关滤波方法进行试验验证表明,这2种方法应用于多雷达加权航迹融合模型中的雷达测量权值动态分配过程中,均取得良好效果,对于卡尔曼滤波器等传统滤波器和多雷达航迹关联算法也具有较高的推广和应用价值。     

空间平行机器与平行制造

近年来,随着空间技术的发展迅速,在可以预见的未来,在太空中作业和制造的需求必将变得越来越强烈.在太空环境中,对于智能、自主的要求越来越高.本文提出将平行机器、平行制造等和空间技术相结合,采用平行系统理论和方法,为实际的机器或者制造系统建立人工系统,在人工系统中进行计算实验得到合理的解决方案，通过平行执行指导实践.通过该方法,能够更好地应对太空中的不确定性和意外情况,尤其是通过平行增材制造实现快速、智能的补给和维修.     

单太阳翼放气干扰力矩分析

针对静止轨道单太阳翼卫星在转移轨道段,太阳翼展开对日定向稳定控制过程中,太阳翼结构的初期放气干扰力矩对姿态影响的问题,利用卫星姿态动力学模型、姿态变化和推力器等参数,估计太阳翼放气产生的干扰力矩。通过理论仿真,验证了估计方法的正确性。以风云四号(FY-4)卫星为例,在轨实时估计结果表明:FY-4卫星太阳翼放气持续时间近11个小时,初期最大干扰力矩达37mN·m,比光压力矩约大2个量级,其对姿态影响不可忽视。文章的研究结果可为地面控制系统设计和在轨控制参数修改提供数据参考。