一种交会对接轨迹安全带确定方法

针对近距离交会对接特点,提出一种由制导脉冲确定的交会对接安全带概念,在标称轨迹附近分别设计无控带、修正带、警戒带和紧急撤离带和基于安全带的制导策略.仿真结果表明,该制导策略能及时敏感部分故障,且燃料消耗不大,是燃料消耗和轨迹安全折中的一种制导策略.     

基于翼尖涡物理特征的诱导阻力减阻机制实验研究

本文通过风洞实验研究了翼尖涡的物理特征以及诱导阻力的减阻机制。实验中利用3DPIV（三维粒子图像测速技术）技术得到了翼尖涡的物理特征,并基于本文提出并设计的翼尖气动力测量装置,得到了机翼翼尖处的诱导阻力。实验结果表明,机翼翼尖涡的无量纲环量会随机翼迎角及风速的增大而增大。翼尖涡无量纲环量的减小以及翼尖涡与机翼之间距离的增大都会引起诱导阻力的减小。具体而言,通过抑制翼尖涡的无量纲环量,增加翼尖涡与主机翼之间的距离,减小翼尖涡与机翼之间的相互作用,实现机翼翼尖诱导阻力的减阻。     

一种弹载雷达干扰天线的结构设计

弹载雷达干扰机的天线要求体积小、宽频带、高增益,且耐受功率大,对天线的结构设计提出了更高的要求.对一种弹载大功率雷达干扰天线的结构设计特点进行了分析,从天线组成原理、馈电结构形式、材料选择、电磁场仿真分析等方面进行了详细描述.采用小型化、一体化的综合设计以适应弹载平台需要,并通过大功率辐射试验验证设计的正确性.     

减小整星基频漂移的主承力结构设计

针对以往小卫星振动试验中出现的频率漂移现象,分析了问题产生的原因,提出了解决改进措施,并对关键部位结构进行了优化设计,试验验证了改进措施的有效性.此项设计已经应用于后续多个在研卫星型号.     

太空首次上演追尾事故——美俄卫星太空相撞

2009年2月9日,美国“铱”通信卫星星座的33号卫星和俄罗斯的报废卫星“宇宙2251”在780千米高度相撞,两星顿时化为两团碎片云,继续在轨道上飞行。这是人类航天史上第一次发生正式的卫星相撞,给外层空间的管理和控制提出了新的课题。空间碎片也俗称太空垃圾,本文将同时使用这两个称呼。     

磁悬浮多电发动机的研究

多电发动机是一个新概念的航空动力装置,是现代科技与航空动力科技相结合的方向。本文通过无人机用磁悬浮多电发动机的设计、转子模拟试验研究、辅助轴承试验研究等有关多电发动机部分关键技术的研究和发动机台架试车情况的描述,介绍了磁悬浮多电发动机试验研究概况。     

中小型无人机伞降精确回收方法研究

传统的无人机伞降回收由于受风向风速、地理环境等因素限制,常常使回收失败。基于此,探索充分利用风向和无人机回收时随风水平漂移距离,在不改变原回收区基础上而相对有效扩大回收区域、改进无人机飞控控制律的算法,从而实现精确回收的方法措施。     

卫星高精度相对姿态确定技术

高分辨率遥感卫星姿态事后处理精度的典型指标要求为2.4″(3σ).受星敏感器低频误差影响,常规的星敏感器/陀螺组合定姿方法的姿态确定精度难以实现上述指标要求.考虑到陀螺短期测量精度高的特性,提出了一种基于陀螺测量信息的相对姿态确定方案.利用陀螺信息确定各时刻相对于起始时刻的相对姿态,起始时刻的绝对姿态精度由地面高精度标定等手段保证.采用该方案可以在一定时间内实现高精度的姿态确定精度.给出了针对该方案的理论分析、数学仿真以及物理仿真试验结果.     

基于计算机控制的无人机装备自动检测设备设计与应用

检测技术是武器装备设计、研制、使用和保障的基础。分析了现代武器装备自动检测设备的结构、组成及功能,结合无人机系统的测试内容并基于计算机控制和PXI总线,在采取基本测量环节和闭环控制环节相结合措施基础上,设计了具有自动测试、故障辨识定位、实时控制、自动判断决策等功能的无人机自动检测设备,通过在无人机综合测试等多种测试中应用,取得了满意测试效果。     

航空氧气调节器结构参数设计计算

阐述了某型航空氧气调节器肺式机构和空气进气机构的工作原理,对运动部件进行了受力分析并建立相应的数学模型.以供氧系统的性能技术指标和使用条件作为设计计算约束,根据数学模型,利用MATLAB/simulink软件建立仿真计算模型.在此基础上通过仿真计算特性曲线分析完成了系统主要结构参数的选取,并得出了系统的流量特性以及整个飞行高度上的含氧百分比特性.仿真结果表明:以上提出的设计计算方法对航空氧气调节器进行设计与改进是可行的.