气室无磁加热结构研究进展与展望

碱金属气室是原子陀螺、原子磁强计和原子钟等原子测量仪器的核心部件.原子密度主要受加热温度的影响,高均匀性、高稳定性的气室加热结构是保证碱金属原子密度稳定的关键技术,对提升原子测量仪器输出信号的灵敏度至关重要.回顾了目前常用的碱金属气室加热方法,针对加热层、传热层、保温层等组件,梳理和总结了碱金属气室加热结构的发展方向和发展历程,并在此基础上展望了未来碱金属气室加热结构的发展趋势.     

航天器运输包装箱仿真验证平台技术研究

针对数量有限的物理跑车试验无法满足减振与保温性能测试需求的问题，提出一套航天器运输包装箱动力学与热学仿真验证方法，包括：建立适用于包装箱系统的刚柔耦合多体动力学系统，通过结合线路条件测试生成的动力学系统外部激励，实现减振性能虚拟跑车测试；建立基于计算流体力学的包装箱热学模型，通过模拟自然对流和空调控制，实现包装箱保温性能虚拟跑车测试；基于C/S架构和导航式流程设计思想，建立航天器运输包装箱仿真验证平台，通过实际案例证明该平台仿真结果与实际跑车测试数据具有较高的一致性。     

抗辐照通用扩展SiP芯片设计

研究微小卫星综合电子系统的SiP技术实现方法。首先介绍微小卫星综合电子系统结构的组成和采用SiP技术的必要性，然后对综合电子系统进行功能模块划分，并对其通用扩展模块进行详细的SiP设计，包括抗辐照器件选型、原型验证、SiP原理图、基板管壳一体化设计、建模仿真、制造加工、实装测试验证等，通过SiP技术实现了一种星载综合电子系统中通用扩展SiP芯片产品，经过实际验证测试，在保证模块功能和性能的前提下，整体模块重量从230 g减轻到48 g，体积由180 mm?130 mm?17 mm减小到46 mm?46 mm?8 mm，很好地满足了星载功能模块小型化、轻量化设计需求。     

北斗工程IGSO/MEO/GEO发射轨道设计

随着我国航天事业的蓬勃发展，运载火箭发射要求也呈现多样化。北斗卫星导航系统是我国自行研制的全球卫星导航系统，经历三步跨越式发展，目前已经全面建成。CZ-3A系列火箭承担了北斗工程全部发射任务，该工程对火箭倾斜同步转移轨道（IGTO）、中圆转移轨道（MTO）、地球同步转移轨道（GTO）新类型轨道要求。介绍了该类轨道特点，讨论了火箭发射方案、发射轨道设计及高空风双向补偿方法。实际飞行考核充分证明了发射轨道设计的正确性，设计方法确保了北斗工程全部发射任务取得圆满成功，为北斗工程顺利实施奠定了基础。     

不同密度弹丸对水冰的超高速撞击成坑实验

为了研究冰冻天体表面撞击坑的形成与演化，开展了水冰的超高速撞击成坑实验。使用二级轻气炮发射1.0 mm直径的球形弹丸，以3 km/s、5 km/s和7 km/s速度对圆柱状冰块进行撞击。弹丸材料包括聚碳酸酯和不锈钢两种，冰块温度为253 K。实验观察到了不同弹丸和不同速度条件下，冰块中撞击坑的形貌特征。对撞击坑直径、深度和剖面形状进行了测量，并与文献中铝弹丸对水冰的撞击坑进行了比较分析。获得了水冰撞击坑特征随撞击参数的变化规律，结果表明：撞击坑直径和深度的主导机制不同，坑深主要由弹丸侵彻作用形成，而坑径主要由冰块的剥落所致；坑深比坑径具有更强的对于弹丸密度的依赖性，高密度弹丸撞击坑直径具有比低密度弹丸更强的对于撞击速度的依赖性；撞击坑体积与撞击能量成正比，高密度弹丸形成的撞击坑直径表现出“能量缩比”行为，而低密度弹丸形成的撞击坑直径表现出“动量缩比”行为。     

酚醛树脂基纳米多孔材料的制备及结构调控

酚醛树脂基纳米多孔材料（Phenolic Resin-based Nanoporous Materials，PNM）是满足新一代航天飞行器轻质、高效隔热需求的新型热防护材料，传统制备方法中需使用超临界干燥技术，制备周期长、成本高。本研究通过两步法，即先合成线性酚醛树脂，再进行溶胶-凝胶的方法，实现了常压干燥PNM的制备。系统研究了固化剂含量、固化温度和固化时间对材料结构的影响和调控作用，分析了影响材料收缩率和热稳定性的因素。结果表明，PNM的微观纳米结构的变化会影响材料干燥后的收缩率，制备大颗粒、大孔径的微观结构更有利于降低材料的收缩率。而PNM的热稳定性主要受交联反应过程形成的化学结构的影响，通过优化固化剂的含量可提高PNM的热稳定性。当固化剂含量为10%，固化温度提高至150℃，固化时间延长至48 h的条件下，获得的PNM有最高的热稳定性（900℃下的残碳率为54.2%）、最发达的孔结构（比表面积为264.0 m²/g、孔容为2.67 cm³/g、平均孔径为40.0 nm）和最小的收缩率（0%）。此PNM制备方法简单、性能优异，在未来航天飞行器上有广阔的应用前景。     

基于3D-Winograd的快速卷积算法设计及FPGA实现

近年来，卷积神经网络（CNN）已被计算机视觉任务广泛采用。由于FPGA的高性能、能效和可重新配置性，已被认为是最有前途的CNN硬件加速器，但是受FPGA计算能力、存储资源的限制，基于传统Winograd算法计算三维卷积的FPGA解决方案性能还有提升的空间。首先，研究了适用于三维运算的Winograd算法一维展开过程；然后，通过增加一次性输入特征图和卷积块的维度大小、低比特量化权重和输入数据等方法改善CNN在FPGA上的运行性能。优化思路包括使用移位代替部分除法的方法、分tile方案、二维到三维扩展及低比特量化等4个部分。相对传统的二维Winograd算法，优化算法每个卷积层的时钟周期数减少了7倍左右，相较传统滑窗卷积算法平均每个卷积层减少7倍左右。通过研究，证明了基于一维展开的3D-Winograd算法可以大大减少运算复杂度，并改善在FPGA运行CNN的性能。      

反推装置对翼身融合分布式推进系统气动性能影响数值模拟

为了研究新型反推装置对翼身融合分布式推进系统气动性能的影响,将机身简化为二维模型,利用数值模拟的手段来研究攻角、反推开度,以及风扇打开或关闭对飞行参数的影响,为翼身融合分布式推进系统的反推装置设计提供初步的意见和建议。结果显示:反推闭合和风扇打开之后该机型的升力系数和俯仰力矩系数都会有较大增加;随着反推开度的增加,升力系数和俯仰力矩系数也随之增加;来流攻角对翼身融合分布式推进系统的气动性能也有较大影响。      

一种针对局部结构的有限元模型修正方法

针对实际结构有限元模型（FEM）的建模误差通常仅存在于局部区域，提出了一种对局部结构单独进行模型修正的方法。首先，根据频响函数（FRF）解耦理论得到由残余结构频响函数与包含待修正参数的局部结构动刚度所重构的整体结构频响函数的拟合值，然后通过迭代优化使其与测量值的残差最小化，从而得到参数的极大似然估计。在此基础上，将残差关于参数的灵敏度以局部结构动力学矩阵表示，建立了模型修正的基本方程，利用整体结构的测试数据即可直接对分离出来的局部结构进行模型修正。最后，对喷气式飞机和三角机翼飞机分别进行了数值模拟和实验研究，验证了所提方法的可行性和有效性。结果表明，所提方法可以成功地用于仅局部区域含有建模误差的实际结构有限元模型的修正，修正后的有限元模型的动态特性与实际结构有较好的一致性。     

异构无人系统协同作战关键技术综述

针对异构无人系统的规模、异构性强弱，对异构无人系统进行了分类，引入了异构无人系统协同作战班组的概念以及应用设想，并通过城市环境中异构无人系统协同作战问题为牵引，提出了异构无人系统协同作战面临的挑战与解决思路，在此基础之上，从异构无人系统协同控制架构、协同任务规划、智能交互、目标感知、环境感知等主要方面对异构无人系统协同作战的关键技术进行了分析，最后对异构无人系统协同作战目前的研究进展与挑战进行了总结。