尾旋模型自由飞试验的尺度效应问题初探

本文论述了研究尾旋模型自由飞试验所出现的尺度效应问题,对建立模型自由飞试验与飞机飞行试验之间相关性有重要意义;分析了尺度效应对模型自由飞失速/尾旋试验的影响;提出了一种考虑模型自由飞失速/尾旋试验尺度效应的工程估算方法。     

圆锥扫描地球敏感器前置放大电路稳定性分析

圆锥扫描地球敏感器（CES）是航天器的关键测量部件,其前置放大电路具有高增益、低噪声等特点.通过仿真分析得出电缆和器件参数差异显著影响其稳定性,在此基础上介绍电路稳定问题实例,提出采用频率补偿方法解决电路稳定性问题,并针对该方法设计和实施通过了标定测试、热真空试验和EMC试验,证明该方法完全有效.     

分体对开式高低温发生装置研究

介绍了一种分体对开式高低温发生装置,并详细叙述了其结构组成,测试结果表明高低温发生装置温度范围为-80℃~400℃,温度偏差为±2℃,温度均匀度为2℃,该装置可作为专用实验设备用于力传感器高低温环境下的校准。     

基于并行模型自适应滤波的空间目标相对位姿估计

摘要： 扩展卡尔曼滤波(EKF)的估计精度受限于测量噪声统计特性的准确程度,如果敏感器测量噪声方差偏离其标称值,将会对滤波性能产生不利影响.尽管自适应扩展卡尔曼滤波(AEKF)能够对测量噪声方差进行估计,但是,噪声特性准确的情况下,AEKF的性能往往不及传统EKF.针对上述问题,本文提出一种并行模型自适应滤波(PMAF),基于特定的自适应率将EKF和AEKF结合起来,使得在先验信息准确的情况下,EKF在状态估计中起主导作用;相反,在实际噪声方差偏离标称值时,令AEKF起主导作用.这样,即能有效削弱测量噪声统计特性不确定性对滤波性能的影响,又能确保正常情况下的估计精度.以空间目标相对位姿估计为例,通过数学仿真对EKF、AEKF和PMAF进行了对比研究,表明所提算法的综合性能优于传统方法.     

基于μc/os-Ⅱ嵌入式数控系统研制

介绍了嵌入式数控系统的结构及其组成.系统硬件平台采用嵌入式微控制器ARM(Advanced RISC Machines)和现场可编程门阵列FPGA(Field Programmable Gate Arrays),软件平台采用μc/os-Ⅱ实时操作系统.给出了该系统的硬件结构.根据数控系统的软件需求,给出了系统的软件结构,系统的模块,任务以及任务的优先级和周期.同时给出了实现系统的一些关键技术.在嵌入式实时操作系统μc/os-Ⅱ上实现了该系统,在数控机床上进行了加工试验、环境适应能力测试以及静电放电抗干扰试验,试验表明系统稳定可靠.     

纤维增强熔模铸造复合型壳的性能及断口形貌

为提高熔模铸造硅溶胶型壳的强度性能,采用天然植物/硅酸铝双纤维来增强熔模铸造型壳.将质量比为1:1天然植物/硅酸铝双纤维加入到制壳用涂料中来制备型壳试样,对不同纤维加入量条件下所获得的纤维增强型壳试样的常温强度、不同温度焙烧后的抗弯强度及高温自重变形量的变化规律进行了研究,并利用SEM观察型壳试样断口形貌.结果表明,当纤维加入量从0.2%逐渐增加到1.0%时,其常温抗弯强度先增加后减小;纤维加入量为0.6%时其常温抗弯强度值达到2.94 MPa.高温自重变形量则先减小后增大.加入0.6%纤维的增强型壳试样经900℃焙烧后,其抗弯强度达4.04 MPa,与未采用纤维增强的型壳试样的抗弯强度接近.断口形貌观察结果表明,纤维增强硅溶胶型壳试样受力破坏失效主要由于硅溶胶凝胶膜的断裂、硅酸铝纤维拔出、断裂及脱粘等综合作用所致.     

低信噪比下分组交织器识别

针对现有的分组交织器识别算法计算复杂高且容错性差缺点,从分组交织后的同步码分布规律出发,提出了一种新的识别算法。首先,利用数据矩阵统计特性,给出了在任意矩阵列数下,同步码和随机业务数据位置上的概率密度分布函数,基于最小错误判决准则,设定了同步码检测门限,同时基于3倍标准差准则,求解出稳健的交织周期识别门限;其次,分析了数据矩阵中每一行与每一列累积量之间的对应关系,提出了一种快速交织周期遍历方法,使得数据矩阵的构建次数大大减少;最后,总结了4个分组交织后同步码分布规律,通过遍历同步码序列,利用同步码之间的位置关系,实现交织同步位置、分组交织列与交织行参数快速识别。仿真结果表明:所提算法具有较强的低信噪比容错性,在信噪比为-6 dB条件下,参数识别率能够达到98%以上,同时与现有的算法相比,其性能提升4~10 dB且计算效率明显提高。      

天问一号火星进入舱热控系统设计与验证

天问一号火星进入舱携带祝融号火星车实施进入、下降、着陆过程,其热控系统设计主要面临地火转移外热流大幅变化、进入火星舱壁气动烧蚀长时高温、着陆发动机点火局部超高温等技术挑战。为此,综合采用隔热设计、等温化设计、主动控温设计等热控手段,针对外热流大幅变化应用了新型SAL-2热控涂层,为解决局部超高温问题研制了新型气凝胶热防护装置,完整构建了进入舱的高效可靠热控系统。飞行遥测数据表明,全飞行过程设备温度和热控功耗均优于指标要求,进入、下降、着陆过程工作设备温度范围5.0~40.3℃,整舱平均控温功耗不超过43W,验证了进入舱热控系统设计的有效性。     

发动机进气道天然气/空气混合流场的纹影显示

研究天然气/空气在发动机进气道中的混合特征以及喷射压力、流速和喷嘴布置对混合效果的影响.采用抽吸式风洞进行实验研究.进气流量由矩形通道中的喉道(声速面)控制.采用纹影对天然气/空气流场进行光学显示,得到了不同喷射压力、喉道高度和喷嘴布置(单列6喷嘴和3列18喷嘴)条件下的流场纹影照片.结果表明对指定喷射压力、喷嘴布置压力工况,当喉道高度为7.1mm,节流阀角度小于64.87°,天然气/空气混合流场与节流阀开度无关;当喉道高度为16.4mm,节流阀角度小于51.38°,天然气/空气混合流场也与节流阀开度无关.喷射压力和喷孔数决定着天然气的流量.尽管支架会引起流动阻力,影响进气效率,但支架喷射的混合效果要比壁面喷射的效果好.天然气流量由喷射压力和喷孔数决定,未观察到天然气向支板上游的气流中扩散.     

基于模型试验的旋翼/机身气动干扰经验算式

试验研究了直升机机身受旋翼气流干扰时的空气动力特性。试验结果证实机身阻力与旋翼前进比和桨盘载荷变化密切相关,机身升力和俯仰力矩的大小与旋翼桨盘载荷关系更大。通过对试验数据的初步分析,确定机身受旋翼尾流影响的气动干扰算式结构,利用最小二乘原理建立了简单有效的直升机机身在旋翼尾流干扰下的气动力算式,该算法可直接用于直升机气动设计和实时仿真模型中。