固定发射率辐射温度计校准中的温度修正计算方法

主要对固定发射率的辐射温度计在校准时如何进行发射率偏差引起的温度修正值的计算方法进行了讨论。针对一般的修正计算涉及到在工作波段内对Planck公式进行复杂的积分运算,提出了引入有效波长的处理方法,大大简化了修正计算过程。在用有效波长对较宽波段(例如8μm~14μm)进行处理时发现,对于宽波段,同样也存在着一个有效波长,用该有效波长替代复杂的波段积分计算,可以使得对该波段的研究计算简化。采用有效波长的处理方法与积分处理方法相比较,处理结果符合性很好,证明了引入有效波长概念的处理方法是正确的。     

Monte-Carlo方法在黑体空腔有效发射率计算中的应用

采用Monte-Carlo法对圆柱型等温空腔的有效发射率进行计算,对影响空腔有效发射率的一些因素进行了分析,并讨论了腔壁材料的光谱发射率对空腔有效发射率的影响,为黑体空腔的设计计算提供理论计算依据。     

不等温空腔的有效发射率计算

采用Monte-Carlo法对不等温空腔的有效发射率进行计算分析,讨论了腔壁的不等温性、材料的光谱发射率和方向发射率对法向有效发射率的影响,为黑体辐射源的设计提供了理论计算依据。     

微波波段黑体定标源电磁特性优化设计的研究

对风云系列气象卫星微波成像仪、微波温度计热真空实验黑体定标源的电磁特性进行了仿真优化设计研究,优化目标为后向RCS最小以实现黑体法向发射率接近1。基于可跨越介质边界的亚网格时域有限差分法分别对方锥和圆锥金属基体在非涂覆和涂覆吸波材料为0.5~3.0 mm厚度,频率为10.65 GHz的情况进行了对比分析,圆锥的最佳涂覆厚度为1.5 mm,其后向RCS值明显优于方锥的最佳涂覆厚度2.5 mm达7.5 dBsm.在10.65 GHz频段内采用圆锥结构设计的黑体定标源可实现更高的发射率,同时由于最佳涂覆厚度比较薄,可以有效降低劈尖结构产生的温度梯度,实现定标源的温度均匀性。     

火箭整流罩锥壳夹层结构不确定性轻量化设计

为分析运载火箭整流罩锥壳夹层结构不确定性对结构热稳定性的影响并指导结构的轻量化设计,建立整流罩前锥段夹层圆锥壳模型,并建立温度场模型,据此对圆锥壳开展热稳定性分析,推导力热联合载荷作用下整流罩前锥段夹层结构失稳临界轴压。在此基础上,针对主要不确定性因素,开展灵敏度分析并建立区间不确定性优化模型,采用区间可能度方法将其转化为确定性问题,并采用遗传算法-区间分析算法（GA-CIAM）实现结构优化设计。计算结果表明:考虑气动力/热载荷及材料参数不确定性影响,对整流罩前锥段结构开展优化设计,在满足设计要求的前提下,有效实现结构轻量化。      

含非均匀辐射气体空腔辐射特性计算研究

文章发展了求解积分辐射传输方程组的方法来计算充满非均匀辐射性气体封闭腔的辐射特性的方法,讨论了辐射空间分布及光谱分布的计算方法,并编制了相应的计算机程序.计算了某型发动机轴对称喷管的辐射分布,并与采用通常的辐射换热经验公式的计算结果进行了比较.     

球锥表面压力分布和静态气动力特性的工程计算方法

本文沿用内伏牛顿流基本思想,改进爆炸波理论在钝头附近的逼近精度,利用球锥无粘流数值解的零攻角表面压力数据(M_∞=4～8,θ_c=2.5°～20°)和轴对称比拟方法,拟合了一套既适用于短钝锥,又适合于细长锥的气动力工程方法。计算表明,本文提出的拟合公式计算精度优于Ericsson的内伏牛顿流理论和Blick的分段公式的精度,球锥几倍头部半径范围之内零攻角和有攻角表面压力分布计算误差分别为5%和10%左右,在稍远的地方逼近内伏牛顿流理论;气动力系数(C_A、C_N、C_M和X_(CP)/L)的计算值与数值解和风洞测力试验的测量结果吻合良好。     

烧蚀材料光谱发射率测量及高温总发射率计算

采用辐射能量法测量了三种烧蚀材料的中温光谱发射率,提出了由所测中温光谱发射率计算烧蚀材料的高温发射率的方法,此外,还推导了由不同波段的发射率计算材料总发射率的公式。     

宽温度范围大口径高精度变温标准黑体辐射源研制

红外成像探测系统的应用环境越来越复杂,工作适应温度范围低温可达到-50 ℃以下,高温可达到70 ℃以上。为满足相应要求,研制宽温度范围大口径高精度变温标准黑体辐射源,采用细分均匀加热、模糊PID自整定控制算法、双路配气保护等技术,满足高低温需求,同时开展腔型设计、超黑高发射率涂层等相应研究,保证了黑体辐射源的整体性能,确保完成相应功能。研制完成后,在高低温环境下进行了验证试验,可达到以下指标：有效发射率≥0.999,空腔开口直径≥60 mm,温度测量不确定度10 mK（k=2）。经验证,可满足宽温度范围条件红外探测系统的计量要求。     

航天器用低温多层隔热性能计算方程

航天器常用有效发射率表征多层的隔热性能,其经验值范围为0.02～0.04,经验值仅与多层单元数有关,不随温度变化.有效发射率经验值的适用条件是多层的热面温度约-10℃～50℃,多层的冷面不照太阳.使用条件偏离得越多,有效发射率的经验值导致的计算偏差就越大.针对该问题,提出采用辐射项加导热项的混合传热模型,取代传统的纯辐...     

栅格翼与机身发动机组合体的气动特性计算

本文给出了栅格翼和机身、机身和发动机以及机身的台阶与其前后柱体等复杂气动力干扰的计算方法，考虑栅格翼与机身气动干扰时，假定栅格翼处在机身的向流动的上洗流场中，用翼片理论计算有机身影响时栅格翼上载荷分布，考虑机身和发动机气动干扰时，有杉一个机身和上个发动机组成的十字型五体组合体模型，用保角变换算出干扰因子，考虑机身台阶与其前后柱体的气动干扰时，采用锥柱体和截锥结合实验修正的方法，用本方法计算了栅格翼     

Coordinated control of dual-arm robot on space structure for capturing space targets

This paper presents a coordinated control scheme for two capture tasks via a dual-arm space robot with its base on a flexible space structure. The robot system consists of a base, a mission arm for capture, and a balance arm for removing disturbance forces to the base. To counteract the impact of structural vibration, a two-stage strategy containing a vibration control stage and a target capture stage is proposed. In the first stage, the robot and structure are treated as a mass-spring system in which the coupling effect between the robot and the flexible structure is exploited to suppress structural vibration. Notably, the collision avoidance between two arms is achieved by a velocity inequality constraint, wherein the reactionless motion is utilized. In the second stage, a reactionless trajectory is planned for the mission arm to reach the target location and attitude, as the balance arm remove the coupling disturbance to the base. Afterwards, the balance arm becomes the new mission arm for capture and the other arm is defined as the new balance arm. Finally, numerical simulations are given to validate the efficiency of the proposed coordinated control strategy.     

Feasibility study of LEO,GEO and Molniya orbit based satellite solar power station for some identified sites in India

The analysis of satellite solar power station (SSPS) is carried out for some specified locations (Delhi, Mumbai, Kolkata and Bengaluru) in India and consequently the performance of the system is evaluated for geostationary earth orbit (GEO) based SSPS, low earth orbit (LEO) based SSPS and Molniya (quasi geostationary) orbit based SSPS for sites located at different latitudes. The analysis of power; received energy over a year and weight of the rectenna array for the same beam intensity showed varied results for Molniya orbit based SSPS, LEO based SSPS and GEO based SSPS. The power delivered by the LEO SSPS was highest which indicated that this SSPS may be efficient for the short term power requirement. However, it is observed from the results of the energy received over a year that the GEO based system is suitable for base load power plant as it is capable of delivering constant energy through out a year. Further, the weight of the rectenna and hence the space required for ground station for same power output is smallest for Molniya orbit based system for a range of rectenna array radius considered. It is thus envisaged that the Molniya orbit based system would be a better choice for commercial use of SSPS. These findings may help for judicious selection of satellite orbit and ground station location for placing the satellite for SSPS for various applications.     

基于反馈摄动的航天器姿态正规矩阵控制

研究三轴稳定的挠性航天器姿态的鲁棒控制问题．由混合坐标方程导出姿态动力学逆传递函数矩阵,并分析其正规性．基于正规性分析结果,使用系统不确定性反馈摄动描述对姿态控制系统的正规矩阵设计方法进行研究．研究结果表明,逆传递函数矩阵可视为正规矩阵,且动力学参数的摄动不影响其正规性．利用这一特性,提出一种适用于航天器姿态控制的正规矩阵设计方法．在该方法中,航天器姿态的鲁棒控制可以通过增加参数约束达成对三轴姿态的独立控制,从而提高设计的可继承性．计算机仿真验证了该设计方法的有效性．     

结构使用寿命评定的功能失效概率控制方法

提出了结构关键件功能失效概率、单机功能失效概率和机群功能失效概率的概念.以二项分布为基础,建立了从结构关键件功能失效概率、单机功能失效概率直至机群功能失效概率分析计算模型,并建立了基于功能失效概率控制的结构修理时间确定和使用寿命评定方法,给出了型号结构使用寿命评定计算分析实例.     

返回式卫星回收系统的控制问题

从一假想的卫星的返回轨道分析出发,论述了返回式卫星回收系统的“过载一时间”控制方案,说明了该方案是无人卫星回收的一种简便的、可行的控制方案。建议对某些卫星采用长的抛罩后的滑行段,以降低开伞马赫数及速压。     

V型轮控系统卫星东西位置保持策略优化方法研究

以某在轨GEO卫星为研究对象,探讨了适用于V型轮控系统特点的东西位置保持策略．首先分析了V型轮控系统的工作原理,提出了轮控过程中推力器效率的标定方法和喷气卸载对轨道影响的数学模型;然后深入分析了轮控过程中姿态控制对卫星东西位置保持环及偏心率的影响,提出了延长位保周期的控制策略,并在实际任务中获得了较好的效果．     

作业排序问题的加工周期算法分析

JSSP(Job Shop Scheduling Problem)问题可分解为2个部分:一部分是求解加工周期;一部分是寻找具有最小加工周期的序.目前关于研究加工车间的作业排序问题JSSP的文献都把注意力集中在如何设计一种算法快速地找到一种排序使得所有工件的总加工周期最小,却很少对求解总加工周期的算法进行讨论.本文给出了几种不同的求解总加工周期的基本算法和数据结构,并较详细地分析了各个算法的时间复杂性及结果的差异性,对于求解较大规模加工车间的作业排序问题有一定的参考价值.      

多旋翼无人飞行器必要建模因素

近年来多旋翼无人飞行器(UAV)成为了小型无人飞行器发展的热门领域,而学界对于多旋翼飞行器飞行力学建模与飞行力学特性分析的研究还相对较少。针对相关研究需求,基于传统旋翼模型,建立了适用于多旋翼无人飞行器的飞行力学模型,并利用此模型对多旋翼无人飞行器悬停模态特性进行了初步分析,结果显示多旋翼飞行器模态稳定性明显弱于传统直升机,且横向Phugoid模态取代了荷兰滚模态。随后利用弱耦合系统理论与纵向模态简化模型,对多旋翼建模过程中的旋翼旋转自由度(DOF)动态特性、入流模型和旋翼气动力矩的建模必要性进行了研究。分析表明,旋翼旋转自由度的动态特性在飞控增稳条件下对全机特性有着重要影响,入流分布对刚性旋翼的俯仰、滚转气动力矩有着决定性作用,而旋翼气动力矩是决定多旋翼悬停模态的重要因素,这三者在多旋翼建模分析中不能忽略。     

空间非合作目标的相对导航粒子滤波算法

针对激光交会雷达作为在空间交会对接过程中的相对导航敏感器,研究了未来特殊背景下,非合作目标航天器对雷达信号发射干扰的情况下的相对导航滤波算法.针对高维模型计算量大的特点对传统粒子滤波算法进行了改进,并与扩展卡尔曼滤波器进行了仿真比较,仿真结果表明改进后的粒子滤波器的滤波效果远远优于扩展卡尔曼滤波器,且计算量优于传统粒子滤波.