钛合金表面抗激光涂层损伤特性及热效应影响研究

实验研究了钛合金和高反射型陶瓷涂层材料抗连续型激光烧蚀的损伤及温度分布特性，并从热效应影响角度对比分析了二者在抗激光损伤效果方面的差异性。研究结果表明：相比于钛合金，高反射型陶瓷涂层材料能有效增强钛合金基底抗激光损伤的能力；在同等激光功率密度辐照下，陶瓷涂层材料能有效提升钛合金基底耐受激光辐照的时间长度。实验结果表明该陶瓷涂层材料的激光损伤阈值比钛合金高约5.8倍。实验发现陶瓷涂层温升速率高于钛合金，但由于陶瓷材料具有较高的反射特性，以及良好的热吸收和热传导特性，因此能使由激光辐照产生的热量在其表面较快地扩散，而降低向基底方向传导的程度，最终提升陶瓷涂层的抗激光损伤阈值。     

一种基于VPL 的元器件快速建模方法

为了更好地落实航空电子模块的可制造性设计审查工作,结合航空电子模块产品特点和技术要求,建设了基于Valor软件的PCB/PCBA设计与检测自动化分析系统.元器件模型库作为该系统的必要组成部分,其覆盖范围和数据精度对审查结果至关重要.本文将从元器件模型库建设必要性、建设过程和建模工艺要求三个方面进行阐述,并提出一种基于Valor VPL的元器件快速建模方法,应用结果表明,该方法能够高效构建满足系统审查精度的元器件模型,使大规模元器件模型库的建设成为可能.     

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。     

先进战斗机过失速机动大气数据融合估计方法

可控的过失速机动是先进战斗机超机动性能的重要标志，飞机飞行包线的扩大已超出传统的大气数据系统测量范围，可靠的迎角、侧滑角、总压、静压等飞行大气数据是制约先进战斗机过失速机动中飞行控制的关键因素。以中国推力矢量验证机为对象，基于过失速机动飞行试验的数据，开展大气参数估计与验证研究。结合过失速机动的时间与空间特性，研究了基于风速、地速、空速矢量和惯性姿态、导航参数的大气参数融合计算方法；针对过失速大迎角状态下飞机周围气流非定常、模型非线性导致的融合大气参数误差的复杂特性，进一步构建深度神经网络，对机动状态融合迎角、侧滑角的强非线性误差进行拟合。仿真和飞行试验表明：该方法可在大迎角飞行状态下实现主要大气参数的融合估计，过失速机动过程中融合迎角误差优于2.3°，融合得到的大气参数可为过失速大迎角机动飞行控制提供可靠的大气参数状态反馈。     

轨控大干扰下的系统角动量管理

摘要： 针对利用角动量交换装置系统实现轨控期间姿态维持的情况，研究当轨控推力器存在大力矩扰动时系统角动量管理方法.结合对地运行航天器轨道运动特性，分析轨控干扰力矩的积累角动量变化规律；考虑角动量管理装置系统的角动量存贮容量，基于角动量积累规律提出了一种结合偏置角动量建立与对称分布轨控位置选择的系统角动量管理方法，实现了对称轨控位置积累角动量互相抵消的自平衡效果，极大程度地提高轨控效率且避免系统角动量饱和现象.所提出的方法适用于喷气欠驱动控制系统，方法的有效性通过了数学仿真验证及在轨型号应用.     

拦截高速目标的比例与反比例导引捕获区分析

针对拦截高速目标的作战特点，分析了比例导引(PN)与反比例导引(RPN)的捕获区。首先，通过分析拦截弹与目标的相对运动关系，推导得到了顺轨和逆轨的零控拦截条件，此条件由目标和拦截弹的速度前置角以及二者速度比确定；其次，以拦截弹和目标速度前置角为坐标系，推导得到了PN以及RPN捕获区以及各自导航比设置范围。PN的捕获区由逆轨零控拦截条件以及与其相切且斜率为1/(N-1)的两条直线构成，RPN的捕获区由顺轨零控拦截条件以及与其相切且斜率为1/(-N-1)的两条直线构成；然后，利用函数对称性将PN与RPN捕获区转换到同一坐标区间，得到了相同条件下RPN捕获区要大于PN捕获区的结论；最后，开展了四种情形下的仿真，验证了本文捕获区分析的合理性及有效性。     

Anchoring Bolt Detection Based on Morphological Filtering and Variational Modal Decomposition

The pull test is a damaging detection method that fails to measure the actual length of a bolt. Thus,the ultrasonic echo is an important non-destructive testing method for bolt quality detection. In this research,the variational modal decomposition(VMD)method is introduced into the bolt detection signal analysis. On the basis of morphological filtering(MF) and the VMD method,a VMD-combined MF principle is established into a bolt detection signal analysis method(MF-VMD). MF-VMD is used to analyze the vibration and actual bolt detection signals of the simulation. Results show that MF-VMD effectively separates intrinsic mode function,even under strong interference. In comparison with conventional VMD method,the proposed method can remove noise interference. An intrinsic mode function of the field detection signal can be effectively identified by reflecting the signal at the bottom of the bolt.     

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。      

偏心撞击对撞击式喷嘴雾化特性的影响

为研究偏心撞击对撞击式喷嘴雾化特性的影响,建立了求解自燃推进剂冷态射流撞击雾化过程的数值模拟方案,计算了不同偏心度条件下的射流撞击雾化过程。采用树形自适应加密算法直接求解不可压Navier-Stokes方程组,由分段线性的流体体积(VOF)方法对流体界面进行捕捉。结果表明偏心撞击会导致雾场发生偏转,当无量纲偏心度E为1/8时,雾场偏转角度约为9.2°,应控制加工偏差小于该值。随着偏心度的增大,液膜的偏转角度增大,理论推导得到的液膜偏转角度要小于数值计算得到的液膜偏转角度。正心撞击时燃料与氧化剂流强峰值接近,雾场的流强分布呈单峰分布。当发生偏心撞击时,由于燃料与氧化剂部分射流未参与撞击导致流强峰值出现交错,雾场的流强分布呈双峰分布,混合比的空间分布发生较大改变。正心撞击时撞击点下游液滴的速度分布近似呈轴对称分布,而偏心撞击之后的速度分布则呈中心对称分布。偏心撞击导致的射流动量损失使得雾化性能变差,当无量纲偏心度E为1/8时,一甲基肼(MMH)的Sauter平均直径增大约4.8%,四氧化二氮(NTO)的Sauter平均直径增大约5.8%。      

椭圆轨道卫星对地全球覆盖电推进控制

针对椭圆轨道卫星近/远地点的星下点对全球或特定纬度区域的访问问题，提出一种连续小推力下的对地覆盖控制策略。首先，推导了自然摄动对卫星拱线变化的影响，并探讨了进行小推力覆盖控制的必要性。然后，针对燃料消耗的优化问题，将控制方程展开成含傅里叶级数的形式，用以获得便于星上计算的解析形式的次优解，同时探讨了截取阶数与优化程度的关系。在进行拱线控制的同时，通过合理设置约束，对椭圆轨道的近地点高度进行保护，确保卫星安全运行。仿真结果表明，提出的方法能够以适当的燃料消耗代价实现椭圆轨道的近/远地点的全球覆盖控制或特定纬度区域的反复推扫，且控制力在可接受的范围内。