实时高可用测控集群管理控制节点设计

为提高飞行器试验任务中的实时测控数据处理能力,满足高并发、大容量、强实时、高可靠的试验数据处理需求,基于实时操作系统建立了一个计算功能强大、实时性强、可靠性高的测控集群系统。为实现实时测控集群系统的原型开发,通过研究负责节点管理和任务分配的集群管理控制节点的功能,分别对系统监控软件、负载均衡软件和人机交互软件的详细设计方法开展了研究,重点解决了节点信息收集、任务分配、负载均衡、双工冗余热备份、人机交互、节点控制等技术难题,保证了实时测控集群系统的实时性和可用性,为系统软件原型开发奠定了技术基础。     

航天用反作用飞轮旋转变压器位置检测算法

目前,航天用反作用飞轮大多采用霍尔传感器或光电码盘进行测速。但是,霍尔传感器在反作用飞轮低速运行时精度相对较低,光电编码器的环境适应性相对较弱。基于此,提出了一种使用旋转变压器检测反作用飞轮转子位置的方法。但如果在现有飞轮控制电路中额外使用旋转变压器专用解码芯片,会导致成本大大提高,故提出了使用控制电路中的FPGA进行解码的方法。首先,介绍了旋转变压器的工作原理,通过求解反三角函数获得转子位置。其次,介绍了传统坐标旋转数字计算机(Coordinate Rotation Digital Computer,CORDIC)算法。最后,针对传统CORDIC算法无法求解完整平面角度值问题,提出了一种改进型CORDIC算法求解转子位置,并给出了一种能够减少硬件使用资源的全流水线CORDIC阵列结构。通过Modelsim仿真,证明了所提出的方法具有占用资源较少、延迟低、测量精度较高等优点,在反作用飞轮测速应用中具有良好前景。     

微小挠性结构件加工技术研究

研究了微小挠性结构件加工技术,将微细铣削技术应用到微小挠性结构件加工中,并介绍了其微细铣削工艺及其检测方法。     

汉英句子翻译策略

鉴于中英文句子结构的差异,例证不同的状语句式,介绍在句子翻译中应注意的问题,研究使句子更加生动、更富于文体美的方法,并提出提高句子翻译能力的实用办法,最终掌握英语特有的表达方式。     

固体助推发动机技术研究进展及总体需求分析

随着固体助推发动机技术在航天运输领域的应用,运载火箭对航天动力系统的需求不断提升。美国、欧洲、日本、印度等国家和地区均发展并应用了固体助推发动机技术,并呈现出大推力、低成本、高可靠的技术特征。在总结国外固体助推发动机技术研究进展和发展趋势的基础上,从顶层规划、总体设计、工艺实现等方面提出了未来固体助推发动机技术的总体需求,为我国固体助推发动机技术发展方向提供参考。后续,发动机研制应在运载火箭总体与动力联合优化的基础上,持续开展性能提升和关键技术攻关。     

非对称尾迹对低压涡轮叶片附面层影响的研究

针对低雷诺数下低压涡轮(LPT)叶片尾迹存在的不对称性,研究了一种在近场与LPT尾迹更加接近的非对称尾迹对下游叶片附面层的影响,以求在不增加实验难度或计算量的前提下,提高研究过程中尾迹对下游叶片流动影响预测的精确性。研究以CFX软件为工具,以Packb高负荷LPT叶型为研究对象,分析了圆棒、三角形尾迹与叶片近场尾迹的相似性,对比了在圆棒与三角形尾迹扫掠下,叶片吸力面附面层的流动特性。研究发现,与圆棒尾迹相比,偏置的三角形尾迹与低雷诺数下的LPT叶片尾迹更加相似,且可更好地抑制吸力面分离。     

翼伞空投系统的动力学建模与飞行控制仿真

针对翼伞系统设计及翼伞归航方案的研究需求,提出翼伞系统动力学建模与仿真分析方法,利用动力学仿真软件ADAMS对翼伞空投系统飞行动力学过程进行了计算.针对翼伞系统精确空投任务,利用分段归航方法规划翼伞系统飞行轨迹并搭建PID控制系统对翼伞系统的飞行轨迹进行控制.结果表明:翼伞系统受到单侧下偏操纵时,影响的是翼伞系统的转弯性能,翼伞的飞行轨迹为螺旋形曲线,并且翼伞系统在下降过程中,其转弯半径保持不变,分段归航方法简单,易于实现,满足翼伞归航对落点精度的要求.     

空间级环氧树脂浇注体的电子辐照效应研究

通过地面模拟空间环境电子辐照条件(电子能量Ee=150keV;束流密度A=2.0(1012cm-2·s-1;辐照剂量范围Φ=0～5.0×1016cm-2;真空度10-6Pa,环境温度120K),研究了不同辐照剂量下环氧树脂浇注体648和TDE-85的质量损失、弯曲强度和表面的变化.试验结果表明,随着辐照剂量的增加,质量损失呈现先加速递增后趋于平缓的态势;弯曲强度呈现先上升后下降的趋势;树脂表面产生了放电现象;表面粗糙度也发生了不同程度的变化.     

气动谐振管加热过程气体参数的测量与分析

实验研究了圆柱形、圆锥形和锥柱形三种结构形式的气动谐振加热管,采用高温高频压力传感器和灵敏度较高的温度传感器直接测量了谐振管加热过程中谐振腔底气体的压力和温度的时间历程。实验结果确认了谐振管加热的主要机理是激波振荡累积加热机制,而且表明谐振温升与管内气体压力振荡幅值有关,而谐振管压力振荡幅值与驱动气体压力有关;结构形式不同的谐振管,加热特性显著不同。实验结果有助于液体火箭发动机谐振管点火器的实际设计,而且可以用来检验数值模拟的正确性。      

航空发动机燃油污染快速检测技术的初步研究

针对航空发动机润滑系统受到燃油污染的问题,提出1种基于红外光谱分析的快速检测技术。利用傅里叶变换红外光谱技术(FIRT),结合偏最小二乘算法(PLS),建立了燃油污染定量检测的数学校正模型。讨论了不同光谱预处理方法和PLS因子数对模型预测能力的影响。通过对光谱预处理和优化建模参数,提高了模型的预测精度,在一定的燃油质量分数范围内,得到了较为理想的数学校正模型。使用建立的分析模型对预测集样本进行预测,预测值与实际值相关性良好,相关系数R=0.9994,预测均方根误差RMSEP=0.082,重现性实验标准偏差SD=0.044~0.088。研究结果表明该燃油污染快速检测技术是可行的。