基于SiP技术的单片集成数字式太阳敏感器

设计了一种新型的数字式太阳敏感器。采用SiP（Stystem in Package）设计,将滤光片直接安装于探测器上。此设计减小了数字式太阳敏感器的体积与质量,可提高其可靠性。所设计的数字式太阳敏感器可用于深空探测卫星系统的太阳捕获和太阳定向,同时,也可作为星上其他光电敏感器的监护仪器,防止其他光学敏感器被强光损坏。最后,完成了原理样机的研制与标定,并在外场进行了太阳光斑的拍图测试。实验表明所提出方法可行,可满足火星探测、深空探测的使用需求。     

芳香烃种类及含量对航空发动机燃烧的排放影响

为了对不同芳香烃种类及含量在航空发动机上表现开展综合评定,对16种芳香烃的3种配比调和燃料开展发动机排放尾气碳烟浓度实验。根据实测颗粒物排放浓度值,对芳香烃的种类与含量增长对排放的影响进行比较;通过线性拟合计算芳香烃特性与颗粒物PM(particulate matters)排放的相关性;结合燃料的能量密度与排放两大重要因素,给出综合评定排名。分析结果表明:茚与萘系类产生的PM数浓度显著更高,而加氢处理后对排放有明显改善。芳香烃的密度和碳氢比对PM的影响最大,并随着芳烃浓度的增加影响越显著。对异丙苯与苯乙烯在综合评定中被列为最优两种芳烃,对萘系列加氢处理可同时优化比能与排放。该结果为通过控制燃料中芳烃种类来优化燃料提供了研究基础。      

基于孔边距约束和Shepard插值的孔位修正方法

在飞机装配中制孔的位置精度直接影响飞机的最终装配质量,自动化制孔以飞机数模为基准,受装配误差影响,在机翼翼盒等封闭结构中,难以确保制孔位置与骨架沟槽关键特征的边距满足工艺要求。提出一种基于孔边距约束和Shepard插值的自动化制孔位置评价及修正方法,通过激光跟踪仪及扫描仪获取实测骨架点云数据并进行去噪和配准,将骨架理论孔位映射到点云模型获得实际制孔位置,提取骨架沟槽关键特征的边界点并构造Ferguson曲线作为边界曲线,基于此计算制孔约束区域中实际孔位的边距及孔边距偏差。针对孔边距可能超差的情况,提出一种先基于孔边距偏差修正约束孔位再利用Shepard插值法修正其余孔位的孔位修正策略,在满足孔边距要求的同时保留了原孔位的行列分布特性。运用所提出的方法对某型飞机机翼骨架进行测量和数据处理,验证了该方法的有效性。     

捕获目标后组合体航天器抗干扰自适应控制

针对空间机器人系统捕获非合作目标后由于质量特性参数和动量突变影响导致的组合体系统失稳问题,提出了一种基于系统动力学模型的抗干扰自适应控制方法。利用拉格朗日方法对系统进行动力学建模,通过冲击动力学建模分析得到了捕获目标后组合体系统的初始状态;基于系统动力学模型设计了线性反馈控制方法,考虑组合体质量特性参数不确定性以及外在干扰不确定性,对组合体系统动力学模型进行了不确定参数线性化,设计了参数自适应线性反馈控制方法;最后以平面三关节机械臂系统捕获旋转目标为例进行了仿真计算。组合体系统的运动状态量趋于期望值,速度级状态变量误差量级控制在10-4以下,位置级状态变量误差量级控制在10-3以下,说明该控制方法可以很好地保持捕获目标后组合体系统的稳定。     

光学遥感卫星微振动抑制方法及关键技术

针对光学遥感卫星面临的微振动对成像质量影响的问题,对微振动抑制设计方法和关键技术进行了论述。首先对动量轮、控制力矩陀螺、扫摆机构等主要扰动源的机理和特征进行分析,然后从传递路径设计、微振动源抑制、降低有效载荷敏感性三个方面介绍了微振动抑制方法,最后结合遥感卫星的研制过程给出了微振动抑制设计的实例。     

飞船跳跃式再入第一次再入能量管理方法

针对探月飞船跳跃式再入第一次再入能量管理问题,设计了一种能量管理方法。首先,采用大倾侧角再入,快速进入能量管理阶段;然后,对能量耗散速度进行控制,并预估跃起点的能量以确定飞船的跃起时机;最后,在能量管理结束后按设计指令过渡到跃起点。为检验能量管理方法的有效性及鲁棒性,基于标准轨迹法设计制导律,并进行仿真分析。仿真结果表明,该能量管理方法能改善轨迹跟踪性能,提高再入制导方法的精度和鲁棒性,并避免飞船在一次再入和二次再入过程中出现较大过载的现象。     

对数螺旋线非开普勒轨道的可行性分析

提出了基于形状的非开普勒轨道设计方法,并分析了对数螺旋线轨道的应用可行性。 首先在假定轨道形状的前提下,通过变量代换推导出了在极坐标系下一般曲线用于轨道设计 的基本方程;然后分析了对数螺旋线表达式中的关键参数与航迹角的关系,得到了相应轨道 的基本性质;最后对待定参数的对数螺旋线轨道应用的可行性进行了推导和分析,结果显示 采用对数螺旋线设计非开普勒轨道是可行的,但仅适用于从椭圆初始轨道实现转移的情况。

     

基于对数螺旋线的非开普勒轨道设计

基于形状的方法为非开普勒轨道设计提供了一种全新的研究思路。在假定轨道形状为对数螺旋线的前提下设计了拦截轨道。首先通过无量纲化处理方法推导出了对数螺旋线轨道的地心距、极角随时间的变化率与轨道设计参数q的关系式;其次结合运动方程,得到了飞行器沿对数螺旋线轨道运行时需要施加的推力加速度;接着分别针对初始轨道是圆和椭圆的情况进行机动轨道设计。给出了轨道设计的仿真算例和相关分析,结果表明对数螺旋线适宜于拦截轨道设计;当初始轨道为大偏心率椭圆时,采用此方法设计轨道,在一定相角范围内开始机动,可使飞行器运行时间短,且燃料消耗少。     

固冲发动机射流控制可调进气道研究

针对固定几何形状固冲发动机超音速进气道在超额定状态下工作时品质降低问题,提出从补燃室引入燃气喷入外压缩面和喉道实现对进气道外压缩波系和有效喉道面积进行调节的方案,采用数值模拟方法摸索了实现调节的燃气喷射规律,验证了方案的可行性。研究表明,采用射流控制方案可实现固冲发动机进气道调节,通过调节可使外压缩波系保持封口,进气道工作在额定状态,均化了入口流场;喉部射流注入可有效减小主流的流通面积,提高内收缩比,并减小了喉道出口下壁面附面层厚度,进气道出口总压恢复提高显著。