新型大功率高效率空间行波管电源

空间行波管放大器是通信、导航、数传等卫星中重要的功率放大部件。行波管电源是其重要组成部分,在接近50多年的行波管电源研发和制造历史中,行波管电源总体向着高效率、小体积、轻重量、高功率的方向不断发展。提出一种新型大功率高效率空间行波管电源,采用Buck+推挽两级式拓扑结构,低压采用一种新型Buck变换器,通过无损缓冲的方式,实现了Buck变换器各个开关管的软开关;高压采用谐振推挽的拓扑结构,实现了开关管的软开关,使行波管电源效率达到了94%,并在一台500W的样机中进行了实验验证,使行波管电源的体积、重量和效率指标得到进一步提升,为行放电源的小型化、高效率奠定了坚实的基础。     

基于深度学习的日间逐小时地表PM2.5浓度反演

以长三角地区作为研究区域,提出了使用深度学习算法来实现主被动遥感数据结合反演地表PM2.5浓度的方法。基于MPL观测数据,使用雾霾层高度(HLH)替换了边界层高度(BLH)特征,对已有的基于气溶胶光学厚度(AOD)结合大气BLH来反演PM2.5浓度的算法进行了改进。为提高数据覆盖率,对研究区域内的MAIAC AOD进行了填补与评估。利用多种机器学习算法实现了日间逐小时的PM2.5浓度估算,模型验证相关性最高可达0.87。该方法能够为观测气候变化、应对大气污染提供有效帮助。     

基于单脉冲和差信号矢量的交叉眼干扰辨别方法

针对交叉眼干扰对单脉冲雷达测角的影响,分析了交叉眼干扰信号在单脉冲和差通道中的信号矢量情况,提出了基于单脉冲和差信号矢量的交叉眼干扰辨别方法。经仿真分析表明:该方法能够有效辨别交叉眼干扰。     

空间站实验舱柔性电池翼约束释放机构设计与验证

柔性太阳电池翼国内首次在中国空间站成功应用,是空间站系统最复杂、难度最大的机电产品之一,而约束释放机构作为柔性太阳电池翼系统的关键构成,用于实现太阳翼上升段压紧保护和在轨段解锁释放,其成败直接影响航天器任务成败。基于任务需求,本文介绍了柔性电池翼约束释放机构的构成、工作原理、详细设计以及仿真验证和在轨应用情况,分析其技术特点及关键技术。地面验证及在轨飞行试验验证了约束释放机构设计的正确性与合理性,为我国航天器多点大面积可重复压紧及解锁方面提供了一种新颖且可靠的解决方案。     

空间站梦天载荷舱结构设计与验证

针对天宫空间站梦天载荷舱提出了采用一种含大开口的半硬壳铆接结构,实现了结构承载、载荷进出舱及载荷试验平台一体化设计。采用数值仿真的方法,考虑主动段飞行及地面整器起吊载荷等因素的影响,进行了结构强度迭代分析,识别结构的潜在薄弱环节,并开展针对性的局部结构验证试验。最后,设计并建立大开口结构的全工况静力试验平台,开展载荷舱整舱静力试验。数值计算与试验所得结果吻合较好,验证了载荷舱大开口结构设计的正确性。载荷舱结构的设计方法及验证思路可为其他飞行器结构提供参考。     

表面处理和胶瘤对航天器结构用铝合金胶接剥离强度的影响

针对工程实践中铝合金的胶接剥离强度数据差异大、胶接可靠性急需提升的现状,开展了常温常压环境下铝合金金属对金属,以及蜂窝夹层结构胶接剥离强度的测试验证,分析了试片表面处理工艺和试样周围有/无胶瘤对胶接剥离强度的影响。结果表明,在试样周围保留0.5～1 mm宽的胶瘤有利于提高试样的剥离强度;仅用有机溶剂清洁试片胶接面,试样的剥离强度最低且数据离散性大;对试片胶接面进行砂纸打磨后再清洁,试样的剥离强度有较大提高,但数据离散性仍然偏大;对试片胶接面进行磷酸阳极化氧化处理可使试样的剥离强度提高最多。所得结果可为胶接工艺优化提供参考。     

基于低比特量化神经网络的红外目标识别方法及其FPGA实现

红外目标识别系统成为航空航天、无人驾驶等军事和民用领域中一项至关重要的技术。红外目标识别算法是红外目标检测识别系统中的核心之一。传统红外目标识别技术往往依赖人为的特征选择,无法对复杂困难的红外目标实现高效、准确的识别。本文提出了训练中反量化与通道级量化相结合的量化策略,有效减小量化误差对网络模型性能的影响。实验结果表明:本文提出的低比特量化算法在红外数据集上有着优异的表现。在硬件部署方面,本文提出了更加高效的卷积计算单元,提高了硬件资源的利用率,同时也达到了更高的峰值性能。最终,在PYNQ-Z2嵌入式现场可编程门阵列(FPGA)上进行验证,系统在150 MHz的时钟频率下达到了90.6 GOP/s的峰值吞吐率,其功耗为2.5 W。     

类Clipper再入返回飞行器气动特性分析

针对类Clipper再入返回飞行器的气动特性,采用近似反设计的方法,在飞行器外包络等约束条件下,通过形状控制函数,计算出类Clipper飞船的气动外形。基于计算流体动力学(CFD)数值模拟方法,研究分析类Clipper再入返回飞行器在不同高度、不同马赫数和不同攻角下的全空域/速域气动特性变化规律,并结合不同飞行状态下的压心位置探讨飞行器的稳定性。结果表明:类Clipper再入返回飞行器在不同飞行状态下能够具有良好的气动特性,最大升阻比可达1.1以上,属于中等升阻比再入,总体呈现出良好的静稳定性,可在未来作为具有可重复使用再入返回飞行器的方案之一。     

面向飞行器快速开发的半数字化伺服弹性试验方法研究

针对典型伺服弹性试验产品齐套与试验周期均较长,获取伺服弹性参数的时间点在研制阶段相对滞后的现状,提出了一种面向飞行器快速开发的半数字化伺服弹性试验方法。首先给出了低产品需求伺服弹性开环试验方法与基于数据的飞行器伺服弹性参数获取方法,该方法相对于典型的伺服弹性开环试验方法减少了试验软硬件产品需求。之后,在开环伺服弹性试验结果基础上,给出了考虑气动力影响的数字化闭环伺服弹性试验方法。提出的方法面向飞行器工程研制,兼顾成本、进度与准确性,适用于飞行器快速研制。     

基于LabWindows动态链接库技术的航天器有效载荷通用测试系统的开发研究

航天器有效载荷产品的生产研制具有种类多、批次多、批量小等特点。为了提升有效载荷产品自动测试系统的软件灵活性,以应对测试项目复杂性增加所带来的挑战,提出了一种基于动态链接库技术的测试系统软件架构。该架构具备线程管理、仪器资源管理和测试序列编辑的功能,通过三层动态链接库的关联结构设计实现了自动测试系统中用户管理、业务逻辑和仪器控制的软件功能,同时给出了系统架构中各个模块的详细设计方案,最后通过产品测试验证了系统功能。提出的基于动态链接库技术组成的系统架构具有更小的程序粒度和良好的扩展性。通过三层动态链接库模块之间的灵活配置与重构,使得测试系统软件整体功能得到不断升级,极大地满足了当前航天有效载荷产品生产研制对于集成测试系统的需求,从而为航天器测试系统架构设计提供了的一种新思路。