微小卫星星务计算机系统的容错控制策略研究

微小卫星系统是一个可靠性要求很高的系统,需要由具有容错能力的星载计算机来控制。针对微小卫星重量、体积、功耗的限制,提出了一种微小卫星的星务计算机系统的可靠性设计方案,设计中采用双模冗余方案搭建系统的容错结构,并根据卫星的运行要求提出了适用于微小卫星的温备份方式容错控制策略,介绍了一些用于支持温备份方式容错控制策略的关键技术。通过分析在微小卫星设计中的适用情况,温备份策略从硬件开销和时间开销两个方面都有利于卫星的设计。在立体测绘微小卫星“试验卫星一号”的星务计算机系统中的应用表明,提出的可靠性设计方案能够提高小卫星的可靠性、安全性以及实时性。     

分布式小卫星雷达系统误差估计的新方法

相干联合处理小卫星编队雷达接收的地面回波可在获得大的成像测绘带的同时获得较高的方位分辨力，具有非常重要的军事应用前景。然而复杂的分布式小卫星雷达系统误差尤其是三维基线误差和多通道幅相误差，严重影响了联合处理各卫星回波数据的效果，甚至使其失败。针对这一问题，提出了一种新的分布式小卫星系统误差补偿方法，该方法不需要迭代运算，可在基线误差控制在分米数量级的基础上对回波信号的空间导向矢量进行准确估计。计算机仿真验证了方法的有效性。     

高精度遥感卫星力矩补偿技术

基于建立的卫星姿态动力学模型,对高精度遥感卫星有效载荷工作时载荷运动产生的干扰力矩及其对卫星姿态的影响进行了研究。提出了反馈控制＋力矩补偿的方法,给出了力矩补偿的设计。仿真结果表明：在补偿时延小、补偿精度高条件下利用补偿轮进行力矩补偿,可提高卫星的姿态稳定度,使其满足卫星成像时的姿态控制指标要求。     

基于最优控制/自抗扰控制的直/气复合控制系统设计研究

为提升控制系统的性能,对直/气复合控制导弹的控制系统设计进行了研究。以俯仰通道为例,用最优控制理论设计了基于状态反馈的导弹俯仰通道控制回路,用线性二次型调节器(LQR)获得控制律。给出了加权矩阵的选取方法:依次调整表征过载偏差、角加速度和角速度的权重,使求出的反馈增益系数满足要求。针对状态反馈控制律无法快速抑制直接力开启带来的干扰问题,用自抗扰控制(ADRC)理论改进了控制器,通过构建状态观测器在线实时估计外界干扰并予以补偿,快速抑制扰动。仿真结果表明:用最优控制/自抗扰控制设计的控制器跟踪速度快,动态过程平稳并具有较强的干扰抑制能力,提高了系统的鲁棒性。     

高能硼氢燃烧剂与固体推进剂常用组分相容性的DSC法研究

采用差示扫描量热法(DSC)和表观活化能变化率,研究了高能硼氢燃烧剂(十氢十硼酸双四乙基铵,BHN)与缩水甘油叠氮聚醚(GAP)、黑索今(RDX)、奥克托金(HMX)、3-硝基-1,2,4-3-己基铅(NTO-Pb)、六硝基六氮杂异伍兹烷(CL-20)、铝粉(Al,12.18μm)、镁粉(Mg,200～325目)、3,4-二硝基呋咱基氧化呋咱(DNTF)和N-脒基脲二硝酰胺盐(GUDN)等含能组分的相容性;同时,还研究了BHN与聚对苯二甲酸乙二醇酯(PET,M=6 000)、聚乙二醇(PEG,M=10 000)、二异氰酸酯(N-100)、端羟基聚丁二烯(HTPB)、己二酸铜(AD-Cu)、2,4-二羟基苯甲酸铜(β-Cu)、邻苯二甲酸铅(φ-Pb)、炭黑(CB)、三氧化二铝(A12O3)、l,3-二甲基-1,3-二苯基脲(C2)、癸二酸二异辛酯(DOS)和高氯酸钾(KP)等惰性材料的相容性。研究结果表明,BHN与NTO-Pb、CL-20、A1、Mg、PET、PEG、N-100、HTPB、CB、Al2O3、C2、DOS和KP相容性较好,与GAP和HMX轻微敏感;AD-Cu、β-Cu和φ-Pb敏感,而与RDX、DNTF和GUDN不相容。由此可见,BHN与固体推进剂的主要组分相容性良好,可在HTPB/AP/Al体系的复合固体推进剂中应用。     

固体火箭发动机中声场对凝聚相粒子的影响

为研究固体火箭发动机中声场对凝聚相粒子的影响,将连续相-离散元(CFD-DEM)耦合模型应用于固体火箭发动机中多物理场作用下的粒子行为研究,获得了发动机声场与凝聚相粒子的耦合作用规律.结果表明:CFD-DEM模型可以获得其他模型无法得到的颗粒微观信息,包括颗粒与颗粒间的碰撞、颗粒与壁面的碰撞以及颗粒与气相间的相互作用等...     

气动参数对前缘气膜冷却效率影响的实验

针对叶片前缘结构特点,建立了前缘气膜冷却实验台,实验模型由带气膜孔的半圆柱面和平板组成.密度比为1和1.5,动量比变化范围为0.5～4,湍流度为0.4%和8%.结果表明,随着动量比的增加,冷却效率减小.在低动量比下,湍流度的提高使径向平均冷却效率降低.随着动量比的增加,湍流度对径向平均冷却效率的影响减弱.低动量比下,密度比的增加使径向平均冷却效率减小;高动量比下,密度比的增加使径向平均冷却效率增大.      

飞行器管路异质界面损伤超声导波传播机理仿真分析

超声导波具有在传播路径上能量衰减小,传播距离远,可以实现大范围、全方位管路监测的优点,在航天飞行器管路监测领域具有巨大的潜在应用价值。建立了飞行器管路损伤和典型管路异质界面(焊缝、充气/充液管路)模型,研究了超声导波在管路损伤和典型异质界面耦合中传播机理,为飞行器管路损伤提取和定量评估提供了有效的分析手段。     

Structural topology optimization under stationary random base acceleration excitations

Structural topology optimization subjected to stationary random base acceleration excitations is investigated in this paper. In the random response analysis, the Large Mass Method(LMM) which attributes artificial large mass values at each driven nodal Degree Of Freedom(DOF) to transforming the base acceleration excitations into force excitations is proposed. The Complete Quadratic Combination(CQC) which is commonly used to calculate the random responses in previous optimization has been proven to be computationally expensive especially for large-scale problems. In order to conquer this difficulty, the Pseudo Excitation Method(PEM) and the combined method of PEM and Mode Acceleration Method(MAM) are adopted into the dynamic topology optimization, and random responses are calculated using these two methods to ascertain a high efficiency over the CQC. A density-based topology optimization method minimizing dynamic responses is then formulated based on the integration of LMM and PEM or the combined method of PEM and MAM. Numerical examples are presented to verify the accuracy of the proposed schemes in dynamic response analysis and the quality of the optimized design in improving dynamic performance.     

自然形高空气球上升过程形状预测

为研究高空气球在上升过程中的形状变化以及蒙皮应力分布情况，并给气球的结构设计以及强度设计提供一定依据，本文建立了气球上升过程中的热力学模型，同时基于高空气球蒙皮材料具有非线性、黏弹性、各向异性和不能抗压等特点，通过简化气球几何模型，采用最小势能法预测自然形高空气球上升过程中的形状，并分析了气球上升过程中的应力分布情况，气球的应力极值出现在气球顶部和底部，而经向应力的数量级远大于纬向应力；还对比了不同充气量下、不同时刻下气球形状及应力分布情况，为气球设计及工程应用提供了有效计算 方法。