旋转型行波超声电机定子模态频率的一致性调节

从分析超声电机的工作机理出发,指出旋转型行波超声电机定子两相模态频率不一致影响超声电机旋转稳定性和输出效率。针对材料不均匀或加工误差引起的两相模态频率不一致的问题,利用结构摄动理论,通过求解定子的动力学方程,找到了调节两相模态频率一致性的方法。利用这一方法,以南京航空航天大学研制的某TRUM-60型超声电机为例,进行了AN SY S有限元计算,寻找合适的调节位置,并对两相模态频率不一致进行了调节,利用多普勒激光测振仪,对修改前后的定子的模态频率进行了测试,两相模态频率差从调节前的0.42kH z变为调节后的0.04 kH z。结果表明:这种方法对于调节定子两相模态频率的一致性是非常有效的。     

推进剂发火温度测定方法的改进

基于推进剂发火温度测试的需求,针对国军标测试方法和现有技术的发展,根据推进剂燃烧产生气体的基本性质,建立了推进剂点火温度测试方法和测试装置,测得定容燃烧器中压强突增点对应的温度为推进剂的发火温度.试验表明,以承压较高的金属容器作为试验器,增加了试验的安全性;以压强的骤增点作为推进剂样品的点燃点,可以实现点火温度的准确、...     

Nakagami衰落包络的空时频相关性研究

多天线分集接收系统的性能与各支路信号衰落的相关性密切相关,通过分析Nakagami与瑞利衰落的内在联系,推导给出了不同Nakagami衰落包络之间的空时频相关性解析式,该表达式适用于任意散射条件和不同衰落系数。最后,通过数值仿真分析各参数对Nakagami衰落之间相关性的影响,并给出相干距离(时间、频率)的近似表达式,该结论对多天线系统的性能评估和参数设计非常重要。

     

无人直升机的发展及其军事应用

本文在分析无人直升机的技术特点和发展现状的基础上,探讨其可能的军事应用和未来发展趋势。     

无人机舰载应用的关键技术探讨

本文在介绍舰载无人机发展概况的基础上,重点从技术层面对舰载无人机应用关键技术问题进行了分析探讨。     

多目标攻击模糊排序算法研究

用模糊优选法对空战中多目标攻击排序进行了探讨性的研究,根据已给的速度、距离和相对角度,目标机的空战能力指数及载机与目标机的相对能量指数,用模糊的方法把各因子进行模糊量化,得到各因子的相对优属度,再用最优法确定各目标因子的权重,最后,对此进行综合评估,确定攻击排序的次序。     

基于PXI总线的空间站对接机构自动测试系统硬件平台设计

为了解决空间站对接机构单机测试过程中传统手工串行测试手段误差大、自动化程度低、测试时间长等问题,针对相关测试任务,设计了一种由遥控指令信号产生电路、遥测指令信号监测电路、模拟电位计电路以及可调拉偏电阻电路组成的基于PXI总线的空间站对接机构自动测试系统硬件平台。系统经调试后,通过与软件系统配合,可完成供电通道切换、电源信号和OC门信号的监测与测量,符合测试要求,可以提高测试效能及测试质量,并降低装备测试成本。     

高分七号卫星太阳翼驱动主动控制方案

低轨遥感卫星太阳翼驱动机构(SADA)普遍采用步进电机驱动,受步进电机不平稳驱动特性的影响,卫星平台的姿态稳定度很难进一步提升。为了满足高分七号卫星姿态稳定度需求,降低驱动机构转动对卫星姿态带来的影响,提出了应用永磁同步电机(PMSM)直接驱动的高稳定度太阳翼驱动主动控制方案。针对传统比例积分(PI)控制器存在稳定裕度低且易与太阳翼低阶模态耦合的特点,提出了一种相位补偿策略。高分七号卫星应用结果表明:太阳翼驱动主动控制方案及其相位补偿控制策略能有效降低太阳翼驱动过程中的转速波动,抑制对卫星产生的姿态扰动,可为后续其他高分辨率卫星设计提供参考。     

基于状态差异的火星巡视器快速任务规划修复方法

火星环境存在不确知、电子设备故障难预测等特点,严重影响巡视器已有规划在火星表面实际应用的效果,执行任务易造成失败.在火星巡视器与地面站之间通信存在长时延的客观事实下,提出一种基于状态差异的快速任务规划修复方法.利用感知状态与动作执行的必要状态之间的差异,从已有规划中提取关键信息来构建不同时刻的部分状态,提出了基于部分状...     

高分七号卫星多探头甚高精度星敏感器热设计与验证

根据高分七号卫星对多探头甚高精度星敏感器高热稳定性的任务需求,对多探头甚高精度星敏感器进行热设计。首先,针对星敏感器光轴热漂移优于0.3(″)/℃的高热稳定性技术指标需求,开展星敏感器的结构和内部热设计,确定星敏感器安装法兰和光学镜头镜筒的热控技术指标,根据轨道参数及星敏感器的结构布局制定星敏感器热控设计方案。其次,通过仿真分析,得到星敏感器俯仰(绕X轴)方向和偏航(绕Y轴)方向的热稳定性均优于±0.3″;通过星敏感器热稳定性试验测得星敏感器绕X轴和绕Y轴的热稳定性分别为±0.223″和±0.168″;通过星敏感器热平衡试验测得星敏感器绕X轴和绕Y轴的光轴热漂移分别为±0.55″和±0.16″。在轨测试验证结果表明:星敏感器安装法兰和光学镜头镜筒的温度满足热控指标要求,2个多探头甚高精度星敏感器的光轴夹角为±1.8″,星敏感器热设计合理有效,可为其他航天器星敏感器热设计提供参考。