高温燃气流风洞试验舱压的影响因素研究

针对高温燃气流风洞实际试验过程中舱压变化的情况,选取了收集口位置、收集器豁口、主动控制和堵塞比四种不同的影响因素,使用试验和三维CFD (Computational Fluid Dynamics)方法对舱压试验匹配性的影响进行了相关的研究。数值研究与试验结果的趋势一致,舱压都随着影响因素数值的增加而升高。依据对舱压的影响程度的差异,这四种因素由大到小依次为堵塞比、主动控制、收集口位置和收集器豁口,计算范围内对舱压变化的最大影响程度分别为345%,271%,139%和18%。这些因素都破坏了溢流与主流引射之间的初始平衡,通过或相当于增加向试验舱内的溢流和减小主流的引射能力来提高舱压。     

北斗MEO卫星辐射剂量探测数据缺失值处理方法

针对北斗MEO卫星辐射剂量探测数据出现连续性缺失的问题,开展缺失值处理方法研究.提出一种叠加正弦波的线性样条回归方法,即引入样条函数,对各数据连续缺失的时间段进行分段处理,每段样条采用叠加正弦波的线性方程填充缺失值.结果表明:利用该方法处理缺失值,每段样条中填充曲线与探测曲线在增长趋势、周期性波动等方面具有较高的一致性;相比前向插值法和线性插值法,其填充值与真实值误差更小,关联性更高.该方法较好地解决了数据连续缺失的问题,形成了完整性好、准确性高的北斗MEO卫星辐射剂量数据集,为后续数据的发布、建模和可视化展示等奠定了基础.      

大容量推进剂贮箱力学环境试验技术

文章概述了推进剂贮箱力学环境试验目的、振动试验内容、边界条件及载荷条件等基本要求,应用下凹准则确定了正弦鉴定级振动试验中的下凹值,给出了振动控制和加速度响应测试结果,并对试验结果进行了初步分析.     

天基海洋监视体系方案设计与综合评价

为应对海上作战平台的威胁,有效防御和打击这类目标,设计了5种天基海洋监视体系方案,通过利用模糊理论量化和聚合评价指标,利用层次分析法确定各层指标权重,对其进行了综合评价和优劣排序。所采用的模糊综合评价方法能够比较有效地处理定性、定量指标的量化与聚合问题,评价结果能够合理区分各方案的优劣情况。     

用电磁力模拟空间微重力效应制备二元偏晶合金

提出了一种在地面利用电磁场与金属熔体的相互作用来模拟失重效应的方法。探讨了实现准失重环境的可能性,建立了准失重模拟装置。并成功地制备了均匀的Pb-Zn二元偏晶合金样品。实验结果表明,用此方法进行微重效应模拟可消除重力造成的斯托克斯(Stokes)沉积,制备的Pb-Zn二元偏晶合金中的弥散体(Pb)分布均匀,铅粒子的形状主要为微米量级的小球。与我们在我国返回式实验卫星上搭载的Pb-Zn合金样品相比较,其弥散体的分布状况无大的差异,只是前者弥散体尺寸略大于空间样品。然而,用该方法在准失重条件下制备的样品,无论在弥散体大小和均匀程度方面都与地面普通条件下(受重力影响)的样品有本质的区别。     

海天背景舰船红外目标识别技术研究

通过对舰船红外目标特性与识别方法的讨论,给出了图像序列目标识别算法流程以及仿真实验的结果,并对工程实现自动目标识别的硬件、算法和软件设计进行了讨论,具有较好的理论和应用价值。     

超薄翼型上液压系统布置的设计分析

超薄翼型飞机后梁空间狭小,无法为液压管路系统提供足够的空间。分别从液压系统泄漏、液压油介质的腐蚀性、穿燃油箱的密封性、对燃油箱温度的影响以及对液压能源系统本身的影响等设计问题进行分析,提出了将部分液压管路布置在燃油箱内的方案。试验证明此设计方案能满足系统要求和适航要求。     

空间遥感器指向镜支撑结构形式综述

空间遥感器指向镜支撑结构是指向镜的重要部分,用于维持指向镜位置并提供一维转动自由度,其结构形式的选择和设计对指向镜的功能具有重要影响。文章针对指向镜在轨微重力、存在转动的使用条件和温度变化大的环境特点,调研并总结了背部支撑、侧面支撑、周边支撑3类主要的支撑结构形式,分析了支撑结构设计的精密热设计和粘接技术等关键技术。在指向镜支撑结构设计时建议采用非传统的新型方案设计和模块化设计。     

多电飞机混合储能系统的模型研究

简要分析了适用于多电飞机电网的蓄电池—超级电容混合储能系统研究的意义和价值,建立较为完整的混合储能模型,并在模型基础上采用模糊控制等方法,设计出三级控制策略,实现稳定飞机电网电压目的.     

空天飞行器的鲁棒自适应模糊轨迹线性化控制

提出了鲁棒自适应模糊轨迹线性化控制(RAFTLC)方法并应用于空天飞行器(ASV)飞行控制系统设计.根据系统的先验知识, 设计出标称模糊系统对系统的未知干扰和不确定进行估计, 并通过鲁棒自适应控制项来克服标称模糊系统逼近误差和权值误差的影响.标称模糊系统逼近误差和权值误差的界在线调整.采用Lyapunov方法证明了闭环系统的所有信号一致最终有界.最后利用提出的控制方案设计了ASV飞行控制系统, 并在高超声速条件下进行了仿真验证.仿真结果表明了控制方案的有效性和鲁棒性.