卫星储能/姿控一体化飞轮构型及其误差分析

介绍了卫星储能/姿控一体化飞轮的偏置动量、零动量和单个飞轮的不同构型及其组成,并分析了成对飞轮偏置动量、单个飞轮零动量构型的动量和能量转换。建立了偏置动量和零动量飞轮的控制模型。对电机转矩不对称,以及转子转动惯量和安装不同轴误差对卫星姿态的影响进行了仿真试验。结果表明,前者的影响甚微;后者在不同轴误差为0.2°时,转动误差应小于2%。     

单向M40/环氧648复合材料层板的破坏模式分析

M4 0 /环氧 6 48复合材料是目前应用于卫星结构的主要材料之一 ,根据工程应用实际需要 ,对单向层板性能进行了有关力学性能实验且还对其破坏模式进行了初步分析。     

关于树脂基复合材料应用中的一些问题分析

文章简述了树脂基复合材料在卫星结构中应用概况,着重对树脂基复合材料应用中的一些问题作了简要分析。     

侧向喷流的一种直接实验模拟

研究了侧向喷流的一种直接实验模拟技术，旨在探讨喷流力直接作用在天平上时，侧向喷流对气动载荷的影响及其增益情况。本文的直接模拟是通过一种通气式应变天平实现的。研究中分析了有关模拟原则，妥善处理了诸如高压气体密封、天平变形引发的漂移、干扰等相关技术问题，并在一尖拱柱构型上实现了多种条件下的直接模拟，给出了来流条件和喷口参数条件对法向力、俯仰力矩增益因子的影响。最后，就实验结果进行了适当讨论和评述。     

柔性航天器动力学建模的伪坐标形式Lagrange方程

航天器动力学建模过程中，常采用伪坐标形式Lagrange方程。文章针对多柔体航天器的情况，利用Hamilton原理，导出了柔性航天器动力学建模的伪坐标形式Lagrange方程，并由此建立了由中心体和柔性附件组成的全柔性航天器的动力学方程。     

Pareto最优解及其优化算法

给出了带不等式约束多目标优化局部Ｐａｒｅｔｏ最优解与多目标函数线性加权组合而形成的单目标化问题局部极值点的充分必要关系，然后以此为理论依据给出了多目标优化乘法而合理的求解方法，同时附有算例。     

非线性解耦中的参数扰动

本文讨论了非线性系统参数扰动对输入输出解耦的影响。通过对一类参数扰动进行刻画,得到了这类参数扰动下,静态反馈闭环系统仍保持无交互控制,且输出不受影响的充要条件,然后讨论了系统同时存在输入扰动时干扰解耦问题可解的条件。     

多模复合目标识别技术分析及实现方案研究

对多模复合目标识别技术的发展现状、原理及其技术难点进行了深入的分析．在此基础上提出了一种多模复合制导目标识别实现方案，并对多模复合制导目标识别所涉及的关键技术和发展趋势进行了总结。     

（Ti,Al）N／W6Mo5Cr4V2膜基界面结构的透射电镜研究

在Ｗ＿６Ｍｏ＿５Ｃｒ＿４Ｖ＿２型高速钢表面沉积了新型（Ｔｉ，Ａｌ）Ｎ涂层，用透射电镜研究了（Ｔｉ，Ａｌ）Ｎ／Ｗ＿６Ｍｏ＿５Ｃｒ＿４Ｖ＿２膜基界面区结构。结果表明，其界面区有一过渡层，由α－Ｔｉ和ＦｅＴｉ相组成，且与基体之间有一定的位向关系。     

发动机支点柔性圆周炭石墨密封材料PV值试验

根据高空长航时航空发动机支点柔性圆周炭石墨密封材料的实际服役工况,从高摩擦线速度（60～130 m/s）、轻载（30～400 kPa）和温度（25～600 ℃）的角度出发,自主设计动态试验测试台,评测国内部分现役机型用炭石墨密封材料的PV值,并通过装机论证PV值试验的可行性。试验结果表明:采用80 m/s恒速,逐级增加载荷测得XX1#-1、XX2#-1、XX3#-1、XX4#-1和XX5#-1的许用[PV]值分别为4.8、5.9、6.9、9.1、12.3 MPa·m/s。采用300 kPa定载,逐级增加线速度测得XX2#-2、XX3#-2、XX4#-2和XX5#-2的许用[PV]值分别为6.0、8.0、10.0、12.0 MPa·m/s。经某研究所装机论证发现当试验样的许用[PV]值小于发动机的许用[PV]值时,易出现异常磨损,并伴随燃气泄漏;当试验样的许用[PV]值大于发动机的许用[PV]值时,能为发动机支点炭石墨密封材料选型提供材料特性数据,为发动机炭石墨密封材料的研究提供鉴别方法。此外,该试验方法将大大节约发动机用石墨封严材料选型的时间成本、人力成本和上机论证经费的投入成本。