燃气发生器流量调节方案的比较

在分析了变喉面、非壅塞喷管、固定流量等三种方案的调节原理的基础上，说明了每一种调节方案的技术关键以及它们的优缺点。以燃烧性能为基础，分析了每一种贫氧推进剂对流量调节方案的要求，指出了三种调节方案的适用对象，为流量调节方案的选择提供了一定的理论依据。     

圆心松弛的圆环格点阵及其灵敏度优化研究

针对目前综合孔径辐射计圆环格点阵圆心位置固定,不能最大程度利用圆环中可布阵区域的问题,提出圆环格点阵圆心优化方法,在不增大布阵区域的前提下,增加了布阵自由度,为阵列性能进一步优化提供了基础。基于圆心松弛的圆环格点阵,提出一种满足给定无混叠视场范围和空间角分辨率要求的广义圆环格点阵设计方法。基于广义圆环格点阵,当给定阵元数时,依据阵列退化因子优化灵敏度。仿真结果表明:优化后的阵列具有更高的辐射测量灵敏度。     

利用微波探测仪(ATMS)对在轨微波辐射计观测精度的模拟分析

微波辐射计的观测精度及其对数值模式同化应用的影响评估是微波辐射计观测指标设计的重要参考。基于微波探测仪(ATMS)资料,利用三维变分同化系统模拟分析在轨微波辐射计的观测精度指标。针对ATMS观测误差特征,在其观测基础上增加均值为零、标准偏差分别为0.5,1.0,1.5,2.0K的正态随机扰动,进而获得不同精度的观测模拟值序列,然后利用Harris和Kelley的辐射资料偏差订正经验方法订正不同精度的观测资料。偏差订正后,利用三维变分同化模式(WRFDA)直接同化ATMS资料。通过2016年6月6h预报场的同化试验,评估了不同观测精度的模拟资料对数值模式的同化影响。     

星载微波传感器大气温湿度物理反演算法研究

针对我国下一代静止轨道微波探测器资料应用的需求,对微波50~60GHz和183GHz的温湿遥感通道开展了不同大气条件下探测敏感高度的模拟,发现大气散射对微波探测影响明显,尤其是近地面通道,在未来数据应用时需加以注意。提出一种基于一维变分的大气温湿度廓线物理反演算法。以美国最新一代气象卫星Suomi NPP搭载的ATMS(Advanced Technology Microwave Sounder)获取的观测资料为研究对象,RTTOV(Radiative Transfer for TOVS)快速辐射传输模式为前向算子,利用一维变分算法开展了温湿度廓线反演单点试验。研究发现:地表参数对微波亮温,尤其是地面通道影响较大。同时,反演所需背景场对反演结果影响较明显,反演所得温度与背景场较接近。     

不同重力环境下间隙铰链关节磨损分析

为研究不同重力环境对空间机构间隙铰链关节磨损的影响,将机械系统摩擦学行为和动力学行为相耦合,建立了磨损与动力学耦合分析模型和数值计算框架。首先采用非线性弹簧阻尼模型作为间隙处接触碰撞力的计算模型,同时采用Coulomb 法来计算运动副间隙处的摩擦力,进而建立了含间隙的机构动力学模型;然后通过基于Archard磨损模型二次开发的ANSYS程序来计算磨损,其中运用节点位移的方法来描述磨损过程。结果表明：当间隙关节转速较低时,重力对于关节轴承的磨损分布和磨损程度的影响很大,轴承出现集中磨损现象,磨损间隙急剧增加,严重影响机构的性能和精度;随着关节转速升高,重力对间隙关节磨损的影响逐渐减弱,轴承的磨损分布、磨损程度和关节最大磨损间隙的增长率将逐渐与微重力环境下趋同。     

火星轨道交会自主导航与制导方法

对火星采样返回任务中的火星轨道交会自主导航和制导技术进行了研究。采用光学自主导航敏感器测量的火星中心方向和视半径,相对敏感器测量的相对位置等观测量,设计了导航滤波器同时估计轨返组合体和上升器的轨道。在导航滤波器设计中,针对光学自主导航敏感器更新频率远低于滤波解算频率的问题,设计了一种连续观测量构造算法,确保每个滤波周期均可进行测量更新,以提高导航精度。基于导航滤波器估计结果,采用T-H制导设计了4脉冲共椭圆交会策略实施轨道控制,从而构成近程交会自主导航和制导方案用于完成火星轨道交会任务。通过数学仿真校验了所提出方法的有效性。     

动量轮扰振对成像质量影响的全路径分析

遥感卫星分辨率的不断提高使动量轮扰振对遥感成像的影响成为总体设计须要考虑的因素,由于扰振源到光学系统间的传力途径比较复杂,孤立地分析卫星某个子系统造成的误差相对比较大。为了作出较为准确的分析,文章建立了干扰源模型、卫星-相机结构模型、控制系统模型和相机光学系统模型,从工程上确立了从扰振源到光学系统的全路径分析链,并以某卫星型号为例,系统地评估了动量轮扰振对成像质量造成的影响。此方法也为其它扰振源的分析提供参考。     

微小型双组元姿控发动机技术研究

高性能微小型液体双组元姿控发动机具有冲量小、响应快、质量轻、尺寸小等特点,可为微小卫星等航天器实现在轨精确姿态控制,延长在轨工作寿命以及轻小型化等方面的应用提供技术基础.本文以5N微小型双组元液体火箭发动机为例,从微小型喷注器设计、微小型阀门设计、微小尺寸构件成型技术、热相容设计等方面,详细介绍了上海空间推进研究所在微小型双组元发动机设计及制备方面取得的进展和成果,提出了该项目的后续研制计划.     

输出重定义的高超声速飞行器鲁棒自适应控制律设计

针对一个吸气式高超声速飞行器模型,研究了其鲁棒自适应控制方法并进行了稳定性分析。针对高超声速飞行器的非最小相位特征,通过输出重定义的方法使非最小相位系统的不稳定零动态变为渐近稳定。采用反馈线性化方法设计控制器,实现对速度信号和航迹角信号的稳定跟踪,同时采用切换控制方法消除系统不确定性带来的影响,提高系统的鲁棒性。稳定性分析结果证明系统具有公共李雅普诺夫函数,且所有状态量均能收敛到原点附近的一个小邻域内。仿真结果表明,所设计的控制系统能够有效跟踪参考轨迹,且在给定的有界连续不规则变化模型不确定性和外界干扰范围内也具有良好的跟踪性能。     

碲化铋基温差发电模块输出功率优化试验研究

同位素温差发电器在深空探测活动中具有广泛的应用背景。为优选温差发电模块构型、提高输出功率,制备了具有不同热电元件厚度的碲化铋基温差发电模块;并通过建立的试验测试系统,测量了不同温差条件下发电模块的输出功率和匹配负载随热电元件厚度的变化。试验结果表明,在所研究的热电元件厚度范围内,随着热电元件厚度的减小,模块的输出功率呈线性增大趋势,而匹配负载则呈线性减小趋势。在热源温度478 K、热沉温度300 K的条件下,测得热电元件厚度为1.0 mm的模块的最大输出功率达到约8.2 W,最大功率面积比约为0.52 W·cm-2。