网络虚拟实验体系结构及其实现

根据网络虚拟实验的重要性及其在现阶段存在的不足，指出了研发网络虚拟实验体系结构的重大意义，提出了一种可能的实现方式并对其构成模块的结构和关键技术作了详尽的阐述。     

复杂串、并联系统的可靠性分配方法

根据串联系统中分系统相对复杂度越低,对其可靠性要求也就越高;并联系统中分系统相对重要程度越高、相对复杂程度越低,对其可靠性要求也就越高的原则,在传统的考虑重要度与复杂度可靠性分配方法基础上,提出了一种更易于设计实验及现场记录获取数据的适用于复杂串、并联系统的可靠性分配方法。基于此方法开发的软件已经应用于工程实际工作,并获得了良好的效果。     

民用客机货舱结构涂层腐蚀失效行为研究

利用浸渍试验研究了B737－300货舱重要承力结构件的不同涂层在ω（NaCl）＝3．5％NaCl溶液中的腐蚀电化学行为，讨论并评价了各种涂层对基底金属7075－T6铝合金的防护性能。研究结果表明：环氧底漆和环氧底漆与聚氨酯面漆的组合防护效果最好。     

一种基于星表特征直线匹配的着陆器位姿估计算法

针对深空探测星际着陆过程中的自主导航问题,提出一种基于星表特征直线的着陆器位姿估计算法。该算法首先采用EDLine算法对着陆过程中所拍摄的图像进行特征直线提取;其次根据直线局部特征对特征直线进行匹配;之后利用至少3对已匹配的特征直线,建立关于着陆器位姿的几何约束方程;然后根据奇异值分解法得到着陆器位姿的候选解;最终通过最小二乘法从候选解中选取着陆器位置、姿态的唯一解。仿真结果表明:该算法可以快速估计着陆器位姿,且在高度为2 000 m时位置误差小于2 m、姿态误差小于0.10°。     

MPCVD法合成硼掺杂金刚石薄膜的次级发射性能

为解决电子倍增器、场发射阴极和粒子/光子探测器现有阴极材料次级发射系数低且发射不稳定的问题,对微波等离子体化学气相沉积（MicrowavePlasmaChemicalVaporDeposition,MPCVD）法结合H等离子体表面处理工艺制备的不同B₂H₆/CH₄浓度的硼掺杂金刚石薄膜的次级发射能力进行了研究。样品表面扫描电子显微镜和拉曼光谱分析结果显示,硼掺杂金刚石膜表面形貌与未掺杂的金刚石膜相似,样品表面均为高纯度的金刚石相。将置于空气中数日且未经任何表面处理的硼掺杂金刚石样品进行次级电子发射性能测试,结果显示一次电子入射能量为1keV时,得到高达18.3的二次电子发射系数。试验证实这种具有高二次电子发射系数的硼掺杂金刚石膜,暴露空气中由于表面氧化会破坏其表面的负电子亲和势,而真空中加热会使表面重新恢复负电子亲和势,这种负电子亲和势的完整保留,提高了该材料次级发射的稳定性,在器件中具有重要的应用前景。     

基于SP+模型的航空锂离子电池组优化技术研究

随着多电飞机技术与锂离子电池技术的发展,锂离子电池已经广泛应用于航空领域,除作为应急电池外,越来越多地作为动力电池应用于飞机。因飞机对锂离子电池组质量、体积等特性具有很高的要求,需要对其进行优化设计,而采用基于模型的方法开展优化设计可以有效减少成本并缩短周期。由于SP+电化学模型能够准确反映锂离子电池的工作机理,同时具有精度高、计算简便等特点,因此文中采用SP+模型构建锂离子电池组模型并进行了验证。同时,以典型的用电工况为例,开展了航空锂电池组的优化设计,实现了对锂离子电池组质量与体积的优化。     

基于MATLAB与ODTK的卫星轨道确定精度仿真分析方法

在航天器轨道确定中,观测数据处理是一项繁杂的工作。介绍了以MATLAB对轨道确定工具箱Orbit Determination Tool Kit(ODTK)进行脚本控制的方法和步骤,并以最小二乘法为例,进行卫星轨道确定精度仿真分析。通过仿真算例分析,表明利用MATLAB与ODTK进行联合仿真能够快速、有效地进行卫星轨道确定数据处理。     

电动车开关磁阻电机驱动和保护控制策略研究

传统开关磁阻电机(SRM)起动时采用电流斩波控制(CCC),中高速阶段采用角度位置控制(APC)对转速进行调节。但在电动车领域的SRM驱动控制中,通常采用基于脉宽调制(PWM)控制的方式来实现电机的开环调速。在传统SRM控制方式的基础上,提出了一种动态斩波的起动方式以及一种PWM控制与APC控制相结合的中高速运行的综合控制策略,可确保电机在不同负载下平稳起动、瞬间提速和稳定运行。与此同时,对控制器保护环节中最为关键的过流保护和堵转保护进行了设计,提升了整个驱动系统的可靠性。为了验证所提驱动控制策略和保护方法的可行性,在以STM32F103处理器为控制核心的控制器和1台12/8结构电动车SRM上进行了系统的试验。试验结果表明在该控制算法下,电机能够快速起动和稳定运行,且能检测到故障并及时保护,证明了该算法的正确性。     

采用简化滤波器思想的卫星姿态确定系统故障诊断

针对星上计算机运算资源有限的问题,为了降低卫星姿态确定系统故障诊断的运算量,提出一种基于卡尔曼滤波器的故障检测与分离方法。该方法首先基于卫星姿态运动方程设计了一种加性卡尔曼滤波器,然后将卡尔曼滤波器与简化观测器思想相结合,进一步提出一种采用简化滤波器思想的姿态敏感器故障诊断律。所提出的故障诊断方法既可以实现对陀螺故障的检测与分离,又能够诊断星敏感器的故障。此外,该方法只利用一个滤波器即可实现故障检测与分离,其计算量小,有利于在轨实施。最终采用一个由三正交一斜装陀螺组件和星敏感器构成的姿态确定系统对所提出的方法进行了仿真校验,仿真结果表明了所提方法的有效性。