微纳聚合体卫星的对称式重构规划算法

为解决微纳聚合体卫星变构过程中,聚合体各部分之间的动力学耦合导致的卫星整体姿态翻转或紊乱,提出了一种对称式变构规划算法。首先建立了铰链约束下的漂浮基多刚体系统动力学模型,研究了重构过程中各运动模块对本体姿态的影响,提出当每两个运动模块位置与转动方向满足对称性条件时,两者对本体姿态的影响可在一定程度上相互抵消。基于上述理论,在A*算法中引入最优分配度量和对称性判定,设计了并行对称重构规划算法。仿真结果表明,该规划算法可实现重构过程中多模块并行、对称运动,重构过程总步数较少,运动模块对本体姿态的影响小。     

等离子鞘套热力学波动对电磁波传播的影响

针对等离子鞘套热力学波动造成电磁波传播特性变化的问题,结合湍流理论、等离子理论和电磁波传播理论,得到了热力学参数波动与介电常数间的关系。计算了不同状态下热力学参数波动引起S和Ka波段电磁波透射和反射系数的变化。结果表明,当电子密度增大,S波段反射系数变化减小、透射系数变化增大;当Ka波段在碰撞频率10MHz时,反射系数变化增大、透射系数变化减小,在碰撞频率1GHz和50GHz时透射系数变化反射系数变化先增后减。不同高度下波动的影响也不同,S波段透射和反射系数变化随高度升高先减后增;Ka波段透射系数变化先减后增、反射系数变化先减后增而后再次减小。因此,应根据实际环境状态获得波动的包络范围,进而针对性开展测控通信系统设计。     

考虑测试性设计缺陷修正延时的测试性增长模型建模与评价方法

针对现有测试性增长模型忽略了测试性设计缺陷的修正延时过程,进而导致测试性增长模型（TGM）跟踪与预计精度低的问题,提出了一种考虑测试性设计缺陷修正延时的测试性增长模型建模理论与方法。首先分析测试性设计缺陷识别与修正之间的延时机理,得到剩余测试性设计缺陷（TDL）具有先增后减的铃形变化趋势;在此基础上,分别以Gamma、Raleigh和Delay-S 3种曲线拟合剩余测试性设计缺陷（RTDL）变化趋势,研究建立基于以上3种曲线考虑修正延时的测试性增长模型;最后,以某机载稳定跟踪平台测试性增长试验数据验证测试性增长模型拟合、跟踪及预计效能。研究结果表明：基于该测试性增长试验数据,Gamma曲线可以精确地拟合剩余测试性设计缺陷变化规律,测试性增长模型跟踪和预计精度可达到10^-2数量级。     

火星大气高温光谱建模与非平衡辐射热流预测

火星科学实验室成功着陆后的热环境重构数据表明,气动辐射加热在火星进入防热设计中具有不同于以往认识的重要影响,未知机制和模型不确定性等问题有待进一步研究。探测器高速进入火星大气产生极高温非平衡气动环境,造成火星气动辐射与常规CO₂红外辐射研究显著不同。针对火星大气高温光谱和辐射热流预测,首先,建立适用于火星大气的高温非平衡光谱辐射模型,获得典型高温条件CO₂光谱结构和辐射强度,与NASA和JAXA试验结果对比,结果显示符合较好。其次,依靠激波管和发射光谱测量技术,开展典型进入条件的辐射强度测量试验,数值结果、试验值和NASA试验结果相互符合较好,验证了光谱模型。最后,对探路者号进行气动辐射加热分析,完成典型进入条件下的非平衡流动和辐射特性计算,基于光线法得到光谱辐射强度沿驻点线的变化,表明高速与低速条件的气动辐射机制存在显著差异;基于有限体积法获得进入器表面辐射热流分布,结果显示辐射热流的分布及变化规律与地球再入显著不同,进入速度6 km/s以下时辐射热流随进入速度增加而减小,同时进入器锥身及肩部的辐射热流高于驻点区域。     

热压工艺在Cf／SiC复合材料制备中的应用

探讨了热压工艺 (HP)在常压浸渍裂解 (PIP)制备 Cf/Si C复合材料制备过程中的应用 ,认为热压浸渍裂解工艺 (HP-PIP)既可以改善碳纤维与基体 Si C之间的界面 ,又可以提高材料的致密度 ,使材料内部的空隙减少或消失 ,同时使孔隙排布均匀 ,从而使材料的性能有了大幅度提高 ,其强度由原来的 2 90 MPa提高到 5 40 MPa,并且可重复性很好     

基于三阶累积量的转子振动信号降噪方法研究

本文根据信号分离理论研究了发动机转子系统振动信号的降噪问题。当转子系统发生轻微碰摩时 ,由于振动信号中含有瞬时突变的微弱高频信息 ,这可能与高频随机噪声的频带互相叠加 ,所以利用传统的滤波方法不能有效地去噪 ,为碰摩故障诊断带来了困难。本文利用基于高阶累积量的盲信号分离方法 ,设计了相应算法 ,成功地从被噪声污染的信号中恢复源振动信号 ,从而可确保碰摩故障的检测和诊断能顺利进行     

对军用航空发动机可靠性参数体系选择和指标确定的探讨

在对国外军用航空发动机可靠性参数体系和指标的统计及应用原则进行探讨、分析的基础上，对国内某系列发动机的使用情况和故障进行了统计分折，借鉴国外对军用航空发动机可靠性定量要求的经验，综合国情提出了我国军用航空发动机可靠性参数体系和指标的建议。     

大攻角下矩形变圆形截面的S形进气道的内流特性

本文给出了0～85°,特别是30～85°攻角下横截面形状由矩形过渡到圆形的S形进气扩压管道在自由射流吹风条件下抽气实验的结果。研究结果表明,随着进气攻角α增大,出口处总压损失系数η_σ,旋流系数SC_(60)增大,流量φ则不断减小;总压畸变指数DC_(60)的变化比较复杂,在0～60°攻角范围内,随攻角的增大而增加,在70°左右畸变指数值反而下降,然后在大攻角条件下畸变指数再度增加。因此在亚音速大攻角下考虑进气道与发动机相容性问题时,只考虑压力畸变是不够的,必须考虑影响发动机工作的旋流因索。本实验研究为高机动飞机进气道之设计及其性能之改进提供了参考依据。