航天器自动化测试与航天器测试语言

通过对航天器自动化测试需求的分析,总结出面向航天器自动化测试语言应具备的特征;通过对航天器测试业务中测试操作、测试流程、测试层次和体系结构的分析,给出了航天器测试语言的两种类型的语句,常规测试语句和专用测试语句,并将航天器专用测试语句分为操作类语句、数据类语句、时间类语句和控制类语句,给出了这4种专用测试语句的定义及其形式化描述.该语言对提高我国航天器测试业务的效率和测试人员的工作效率、促进航天器测试自动化研究的发展将起到一定的推动作用.     

准谐振反激变换器问题的解析解及其几何特征

本文从直接分析磁能储送的观点[1,2 ] 出发 ,将准谐振反激变换器[3] 和自激反激变换器各自的状态变量B(t) ,以同一导通起点放在一起 ,将它作为一个几何问题讨论 ,发现其中存在一重要的几何特征 ,很易获得这两种变换器磁路状态特征参量 (磁通密度、运行周期和占空比 )之间的解析关系。利用这些关系 ,一个准谐振反激变换器的设计问题就可以转化为一个自激反激变换器的设计问题 ;再引用文 [1]的解析结果即可确定磁能储送器的基本物理参量     

高压激光电源的研制

介绍了高压激光电源的设计方法 ,对电路结构、各部分电路原理以及设计中的关键技术等进行了论述 ,给出了电路图 ,并对文中所述方案提出了改进措施。所设计的产品性能良好 ,可应用于军用和民用领域     

微型高压电磁阀的设计及应用

要保持在国际卫星市场中强有力的竞争力 ,必须大力开展星上推进系统部件小型化的研制工作。本文详细介绍了微型高压电磁阀的工作原理、设计要点、结构形式、性能特性以及应用方向     

深空探测下行测距调制度变化的现象和机理分析

文章对统一S波段应答机下行测距调制度随上行信噪比以及工作模式的不同而不同的现象进行了分析,推导出计算公式,并和实测数据进行了比对。实测数据与文中的理论分析的结果是一致的。另外,文章也说明了测距下行调制度变化的具体计算公式将随不同应答机模型不同而不同。在设计计算时,应当对具体的应答机转发模型进行分析,而不能简单引用CCSDS标准所给出的公式。     

深空探测车可变直径车轮牵引通过性分析

提出了一种可变直径轮深空探测车,其具有结构紧凑、越障能力强、重心低、运行平稳等优点.考虑了月球重力环境和月壤的力学特性,应用基于贝克模型的地面力学理论,分析了深空探测车可变直径车轮与月壤间的相互作用,对轮片展开和车轮下陷做了合理的简化,对不同滑转条件下探测车轮的挂钩牵引力、驱动力矩和驱动效率进行了计算,结果表明车轮的展开减小了推土阻力,车轮的挂钩牵引力和驱动效率都比车轮收缩状态有了明显的提高,并获得了使驱动效率达到最大值的滑转率的范围.      

利用图像相关法精确测量3D-CT成像系统焦距

对于实际的3D-CT成像系统,射线源焦点和物体旋转轴中心的位置不能直接测量,如何采取简单易行的方法精确测量二者之间的距离(即系统焦距)成为一项工程技术难点.通过双圆目标体二次成像获得射线数字成像(DR,Digital Radiography)图像,对各DR图像进行自相关处理,获得双圆投影中心距,再通过解析方法求解出系统焦距值.实验结果表明,测量精度达到了实际扫描系统的重建要求.该方法实现简单, 具有较强的抗噪能力,可实现自动测量.      

敏捷卫星的联合执行机构控制策略

 针对对地观测敏捷卫星大角度快速机动、高控制精度的任务需求,提出了联合推力器与飞轮作为执行机构的控制策略。该控制策略综合利用2种执行机构的优点:推力器以前馈的形式提供机动过程中所需的主要力矩以实现航天器大角度的快速机动,而飞轮以反馈的形式提供精准的控制力矩以提高机动过程中的姿态控制精度。为补偿由于初始状态偏差和推力器输出力矩不准确所带来的控制误差,采用变结构控制设计了2种姿态跟踪控制器,使航天器能够渐进地跟踪上参考轨迹。并对姿态机动控制过程中,飞轮力矩及转速可能出现的饱和问题作了相应的修正。仿真结果表明了所提控制策略及所设计控制算法的可行性和有效性。     

基于模糊综合的民机可达性设计评价方法研究

为更好地对民用飞机的维修可达性进行评价,首先解释了维修可达性的定义及内涵,其次构建了民用飞机维修可达性的评价体系,研究了模糊综合的维修可达性评价方法。最后通过实例分析,为民用飞机维修可达性设计分析提供了一种有效的思路。     

垂直起降固定翼无人机的翼尖垂尾设计分析

垂直起降固定翼无人机兼具固定翼飞机速度快、航程远和多旋翼无人机垂直起降、可悬停作业的优点,研究其翼尖垂尾对整机气动特性的影响具有重要意义。垂直起降固定翼无人机采用翼尖下垂尾的设计可以在充当垂尾使用的同时兼具翼尖小翼和起落架的作用。对比下垂尾、上垂尾、翼梢端板和常规布局四种翼尖设计,采用LBM-LES算法、壁面自适应局部涡粘大涡模拟湍流模型对四种设计的气动特性进行仿真模拟分析。结果表明:翼尖下垂尾在平飞状态时比其他三种设计气动效率更高,在垂直起降或悬停状态时,抗侧风稳定性更好。