空间寻的交会的自主控制

自主交会控制是当代面向21世纪的一项重要航天高技术。本文试图在分析研究国内外已有研究成果的基础上,提出适合我国交会控制发展的技术途径、方案及其制导、导航和控制系统的设计。     

DFH-4卫星电推进系统的应用可行性研究

DFH-4平台是我国新研制的大容量、长寿命静止轨道卫星平台。为了延长平台寿命、增加平台载荷,需要考虑引入电推进系统执行南北位保任务。针对几种国际上已经得到应用且相对较成熟的电推进系统,从工程角度对其在DFH-4上的应用价值进行了比较和评价,初步设计了电推进系统在DFH-4平台上执行南北位保任务的应用方案,分析了电推进系统对卫星平台、其它轨道和姿态参数、控制策略以及星上其它系统带来或可能带来的影响。     

一种微型槽道热管的性能分析与试验研究

槽道热管是航天器较为常用的一种热控产品,其中截面特征尺寸小于5mm的微型槽道热管主要用于空间光学遥感器CCD器件的散热,在设计、加工等环节均具有较高的技术难度。文章设计了一种5mm×4mm矩形截面、内部槽道为梯形的微型热管,对热管传热性能进行了理论计算和试验验证,最终确定了较为理想的槽道几何参数。研究结果表明：该种微型热管的极限传热能力为4．77W·m,极限负载下的轴向温度均匀性优于±0．5℃。     

高分辨率遥感相机CCD器件精密热控制

针对某高分辨率空间遥感相机电荷耦合器件（Charge-Coupled Device,CCD）体积小、功耗大但温度稳定性要求高的特点,提出了通过相机发送指令控制补偿加热回路通、断电对CCD器件进行温度控制的方法,并利用IDEAS-TMG软件进行了仿真分析,分别给出了无补偿功率、补偿功率为10W、12.5W、15W与17.5W这5种情况下CCD器件的温度变化曲线。仿真分析结果表明：补偿功率为12.5W时CCD器件的温度波动最小,热设计结果满足各项温度指标。为了验证热设计的可靠性,焦面组件参加了整机的热平衡试验,得到了满意的结果。该设计方法对各类空间遥感相机高温度稳定性要求的CCD器件的热设计和热分析有一定的指导和借鉴作用。     

一种微带左手传输线的精确分析方法

根据微带线的基本理论,结合微波集成电路中集总元件的设计思想,充分考虑电路的各种寄生参数,在此基础上建立了更为准确的微带左手传输线等效电路和参数表达式。分析结果能够很好地与全波仿真吻合。该研究对于微带左手传输线的构造及其在微波电路和器件以及空间通信等高频段的应用提供一套新颖的分析与设计方法。     

星基多普勒轨道确定和无线电定位组合系统（DORIS）

本文阐明ＤＯＲＩＳ系统的工作原理，系统结构组成，数据采集和处理过程，介绍了系统的运行性能，并进行了简要的误差分析，最后综合并展望了ＤＯＲＩＳ系统的应用前景。     

一种新的旋翼动态尾迹模型研究

针对直升机大机动实时飞行仿真的需求,提出了一种新的旋翼动态尾迹模型,并开展了初步的验证研究。该模型采用涡环单元来表示旋翼尾迹涡系,每个涡环具有5个刚体运动自由度和1个半径伸展收缩自由度,可描述大机动飞行中旋翼尾迹的拉伸、压缩、倾斜、弯曲等动态畸变行为,并给出桨盘或空间任意区域的旋翼尾迹瞬态诱导速度分布。以悬停状态旋翼拉力和俯仰角速度阶跃突增为算例,通过与尾迹畸变增广的Pitt-Peters动态入流模型的对比分析,验证了本文模型的正确性和实时性,并得到了一些新的结论。     

高负荷轴流压气机设计与试验验证

为了提高高负荷轴流压气机气动性能,探索高负荷压气机设计方法。首先,对高负荷压气机轴向载荷和参数分布进行研究与筛选优化;然后,利用二维正/反问题设计与分析方法优化压气机载荷展向分布;最后,利用三维流场分析方法进行精细分析,从而使高负荷压气机级间参数达到良好的匹配。将该方法应用于一台高负荷压气机设计中,并将试验值与计算结果进行了比较分析。结果显示:该技术有效地提高了压气机全工况的性能,使压气机各级工作在合理的参数下,相对于第4代发动机的压气机平均级压比提高了16%,效率提高了1%。     

飞行器变结构鲁棒控制

 近20年来,变结构系统（VSS）理论的发展日益引人注目。本文旨在将变结理论引入到飞行控制系统的设计,并提出一种新的设计方法和工程实现的方案,通过系统仿真,证实了这种方法和方案是可行的。 在变结构飞行控制系统的设计上,Anthong J.Calise和Friedrich S.Kramer以及C.M.Derling先后研究了在一定飞行状态下变结构系统对相对飞行模型误差的鲁棒性的影响。本文将讨论飞行状态（空域,速度等）变化情况下,VSS的控制效果,并以某型无人机为例,与传统的PD控制结果进行比较。研究将集中于飞机的纵向运动控制。     

以外加辅助件推迟三角翼上涡破裂的初步水洞实验

对尖锐前缘、后掠角为60°的大攻角平板三角翼模型进行了水洞实验。利用附加的小辅助件,改变翼面上方的流场,使机翼前缘肌体涡推迟破裂。流动显示表明:在翼面上的适当位置安放圆弧形或三角形导流体,或在翼面上方另加一辅助小三角翼,能使涡破裂推迟的效果得到显著提高。此结果可供推迟涡破裂来改善飞机气动性能的研究工作参考。