航天器表面瞬态测温用薄膜热电偶的研制

根据航天器表面测温的需要,研制了一种K型(NiCr-NiSi)薄膜热电偶。该型热电偶采用射频磁控溅射技术在针型高温陶瓷基体上制备薄膜热电偶,其热电偶结点厚度为微米级,能够与航天器表面有效贴合,实现航天器表面的瞬态高温测量。通过物理试验验证,该型薄膜热电偶测量最高温度能够达到800℃,测量相对误差在±0.5%以内,满足返回式航天器表面高温的瞬态测温需求。     

运动状态下多传感器群目标精细航迹起始算法

为解决多传感器群内目标精细航迹起始的难题,提出一种基于运动状态的集中式多传感器群目标精细航迹起始算法,算法首先基于循环阈值模型和群中心点完成群的预分割、预互联,然后将预互联成功的群按传感器不同分成多个子群,基于非抢占式修正逻辑法和同状态航迹子群获取模型剔除单传感器形成的虚假航迹,并基于多传感器同状态群关联模型消除各传感器虚假的同状态航迹子群,最后基于加权法实现同状态关联群内航迹的精细互联及合并。仿真数据表明,与分布式多传感器修正逻辑法、基于聚类和Hough变换的集中式多传感器多编队航迹起始算法相比,算法在起始真实航迹、抑制虚假航迹及杂波鲁棒性等方面综合性能更优。
     

轻质碳-酚醛防热材料缺陷类型及影响分析

文章研究了一种新型的烧蚀防热材料——纤维增强纳米多孔轻质耐烧蚀材料的缺陷类型及形成机理。通过对材料的成型工艺、力热性能以及微观结构形貌状态的研究,确定了材料成型过程中可能形成的缺陷类型及其对产品力热性能的影响,并给出了材料的检测方法及合格判据。所得结果可为其他大尺寸整体成型的纳米增强防热材料产品提供检测依据。     

基于CPLD的角速度波动率测量

以CPLD为核心的高速高精度的频率测量，不同于常用的测频法和测周期法。本文介绍的测频方法，不仅消除了常规测频法带来的误差，而且具有高集成度、高速、高可靠性的特点。     

激光陀螺低磁敏感度的反射膜系设计

磁敏感度是二频机抖激光陀螺的重要误差之一, 光束椭圆度是增大磁敏感 度的重要因素。推导了环型腔的琼斯矩阵,分析了光路非共面、反射薄膜p 光与s 光反 射系数比、反射相位差等参数对光束椭圆度的影响。计算表明,薄膜反射相位差对椭圆 度的影响远大于其他因素,相对180° 偏离3° 以上时椭圆度大幅度减小并基本稳定。对 常规反射膜系进行了优化设计与分析,获得了整体厚度减小1.3%的膜系结构,反射相位 差为183°～187° ,不但减小了光束的椭圆度,而且进一步稳定了腔内总损耗,降低了散 射损耗,对提高激光陀螺磁场环境稳定性及精度性能具有很好的指导意义。     

风洞流场实时全息研究中的误差分析

基于作者的实验及相关理论,着重分析了实时全息用于风洞流场显示研究可能出现的误差及检定、消除方法。实践表明,配以适当的光源和显示、记录系统,实时全息使全息干涉显示直接再现,现场可视、可调控,免除了实验的盲目性和大量的后续处理,便于灵活选用干涉项,在高速流场尤其是其它光学诊断方法举步维艰的强发光高温等离子体的瞬态及迅变过程的实时连续监测显示诊断研究中亦有一定的优势。现场实验过程中系统只要没有大的过阻尼型的范性移动,用于风洞实验是有效而可靠的。     

卫星对接环减振装置设计与验证

针对相同平台卫星不能满足多种运载力学环境的问题,设计了一种对接环减振装置并进行了试验验证。首先通过分析卫星对接环功能特点,结合金属橡胶材料减振方式,设计了对接环减振装置,构建了卫星-对接环减振系统的动力学模型;然后通过正弦与随机振动试验验证了设计的有效性;其次,将对接环减振装置进行了有限元分析,将有限元分析结果与试验结果进行对比,验证了分析模型的正确性;最后,将所设计的对接环减振装置应用于环境减灾二号(HJ-2)卫星中,通过整星动力学分析验证了该装置的应用效果。     

多操纵面飞机舵面损伤的快速故障诊断

针对多操纵面飞机舵面损伤的快速故障诊断问题,提出一种直接估计舵面偏转量的自适应补偿观测器方法。首先,设计了增广观测器进行系统输入估计,并提出了自适应补偿方法解决其动态跟踪性能差的问题;其次,设计了一种新的自适应阈值以快速检测故障并降低虚警率;最后,利用舵面故障特点,采用重置初值的限定记忆最小二乘方法实现了对突变参数的实时估计,用以进行故障隔离。仿真结果表明:在不同的舵面损伤故障情况下,所提出的观测器方法能在20 ms内发出故障预警,并在0.22 s内确定故障位置,所采用的辨识方法可以在故障报警后的0.2 s内准确估计出损伤程度。     

超声速进气道与弹体一体化外形研究

通过数值求解N S方程和风洞测力试验,研究了超声速进气道的布局、剖面形状及几何参数对全弹气动力和进气道内流的影响。结果表明:细长旋成体弹身背风面和侧边不宜安放进气道;矩形进气道能够产生涡升力,升阻比明显高于半圆形进气道,而且内部流动接近二维流动,流场畸变及流动损失情况均比半圆形进气道要好;矩形进气道横截面积增加,对升力系数影响不大,但阻力系数增加明显;其高宽比增加,升力系数增大,阻力系数减小。     

主星带伴随小卫星编队SAR系统干涉测高精度与编队构形设计

针对主星伴随小卫星编队SAR新的干涉几何关系,在给出其新的干涉测高原理的基础上,建立了绝对高程误差模型和相对高程误差模型。分析了空间基线姿态参数与测高精度之间的关系,给出了具有一般性意义的测高精度关于三维基线姿态的分布全貌图。以此测高精度分布图对两种典型编队构型的测高性能进行了分析,指出两种编队在设计上的先进性,证明了该图对基于测高性能的编队构型优化设计具有重要意义。