面向载人月球探测的三体周期轨道应用方案分析

为适应未来地月空间飞行器顶层轨道选择与窗口、测控等总体方案论证,对NRHO轨道、L2平动点Halo轨道、DRO轨道等不同三体周期轨道在载人月球探测中的应用进行研究分析,从地月空间转移任务速度增量与飞行时间需求、测控通信、月面可达性、登月窗口、深空拓展任务可行性等方面定量综合评估三体周期轨道的优劣性,对比确定三体周期轨道在载人月球探测不同任务中的适用性。结果表明：3种类型轨道支持登月任务的主要差异在于任务可行性与月球探测区域的选择。研究结果对未来登月飞行器近月空间部署以及轨道方案分析具有一定的参考意义。     

微小型无人机飞控导航微系统设计与实现

随着技术的发展,微小型无人机智能化水平逐步提高,这对机载设备的小型化、轻量化提出了更高的要求。提出了一种基于系统级封装(System in Package, SiP)与封装体叠层(Package on Package, PoP)技术的微小型无人机飞控导航微系统设计方法,通过以晶圆级处理、芯片堆叠、倒装焊等为核心技术的SiP集成方式以及以穿塑孔(Through Molding Via, TMV)方式为核心的PoP集成方式,将飞行控制器中的核心硬件部分缩小为原尺寸的20%,大幅减小了系统的尺寸、质量与集成复杂度。产品实现与飞行试验表明,该微系统不仅可以满足微小型无人机飞行控制的需求,还能够降低硬件系统的设计难度,提高飞行控制器的可靠性与无人机的安全性。     

一种基于比幅比相的星载告警测向方法

针对传统比幅体制星载告警系统测向精度较低的问题,在不增加系统接收通道数量的前提下,提出了一种基于比幅比相的星载告警测向方法.研究了基于比幅比相联合测向方法的理论,提高了传统比幅测向系统测向精度.仿真分析验证了该测向方法的性能,仿真结果表明该方法可以有效提高传统比幅体制告警系统测向精度.     

水击波压力尖峰产生的原因及其影响因素分析

液体火箭发动机及其试验台关机过程中水击波上叠加的压力尖峰是造成产品破坏的常见故障之一.为分析该压力尖峰产生的原因,采用一维有限元法建立了发动机仿真模型,考虑阀门前后流道、容腔的影响,建立了主阀精细化仿真模型,利用试验数据验证了模型的正确性.在此基础上开展压力尖峰仿真研究,结果表明:该压力尖峰是由于阀门固有结构使得阀芯前...     

基于太阳黑子群数据的多模态太阳耀斑预报模型

当前的太阳耀斑预报模型主要通过统计关系建立,直接将从太阳黑子群磁图中提取的特征参量作为模型输入,系统的自主性低,导致图像数据中包含的与太阳耀斑相关的高阶抽象信息难以被充分利用,进而限制模型预报的精度。为解决当前太阳耀斑预报中数据利用不充分的问题,文章将海量太阳观测数据与先进的人工智能技术结合,综合利用太阳活动区磁场观测图、磁场特征参量和对应的耀斑事件标签,并借助全连接神经网络高精确率以及卷积神经网络高召回率和可有效提取高层语义信息的优点,构建基于深度学习的多模态太阳耀斑预报模型。实验证明该模型的主要评价指标结果比其他模型至少提高7.8%。     

民机复材应用降本之道

曾有业界专家将复合材料描述成一位"白富美",具有轻盈、高强、耐疲劳、可设计等诸多优点.但是,想迎娶"白富美"也得忍受"她"的坏脾气——制造缺陷多,对冲击损伤、湿热环境敏感,低导电等等.最重要的是"太败家"!     

选区激光熔化工艺参数对钛合金Ti–6Al–4V成形质量的影响研究

为了探究选区激光熔化技术(Selective laster melting,SLM)成形工艺参数对产品成形质量的影响规律,利用钛合金Ti–6Al–4V粉末作为原材料,以成形工艺参数点间距、曝光时间、线间距分别为变量,进行SLM成形试验,对表面形貌、平面度、直线度误差进行数据采集并分析,分析成形参数点间距、曝光时间和扫描...     

涡轮叶片气膜孔的纳秒-飞秒双波段激光加工

针对航空发动机中涡轮叶片气膜孔的复杂加工要求,提出并建立了一套基于纳秒–飞秒双波段激光加工的方法与系统.使用三维扫描仪对涡轮叶片气膜孔进行空间坐标获取,对气膜孔的实际加工坐标进行了误差校正,实现了气膜孔的高精度定位.综合利用532nm纳秒激光高效率与400nm飞秒激光高精度的特点,在不锈钢涡轮叶片上实现了81个气膜孔的...     

《2021印度卫星导航政策》报告要点阐述

1 引言 卫星导航系统作为当代人类社会使用最广泛的高精度定位、导航和授时手段,自问世以来深刻改变了人类社会生产生活方式,颠覆了军事领域战争形态和作战样式.目前,全世界有四大全球卫星导航系统(GNSS),即美国全球定位系统(GPS)、俄罗斯格洛纳斯卫星导航系统(GLONASS)、欧洲伽利略卫星导航系统(Galileo)和...     

温度垂直递减率对飞机尾涡影响的数值模拟

为了更深入精确地研究航空器尾涡演变规律,保障航空器安全运行,本文采用数值模拟方法对不同温度垂直递减率下A330-300飞机尾流的耗散规律进行了研究。数值模拟选择SST (Shear stress transport) k-ω湍流模型,通过构建5种不同温度垂直递减率下的温度场,并在温度场内编译A330-300飞机尾流场实现不同温度垂直递减率下的演化。通过数值模拟结果与雷达探测数据的对比验证了数值模拟方法可靠性。计算结果表明,一般湍流强度下,不同的温度垂直递减率主要作用于尾涡衰减阶段,通过改变尾涡内外温度影响尾涡演化。温度垂直递减率越小,尾涡衰减区环量减小得越快;温度垂直递减率越大,尾涡下沉的速率越大,快速耗散后的涡核间距越大。