无人机控制站交互性操作的标准化接口技术

虽然无人机的设计已基本实现了模块化和标准化,但对无人机的地面控制甚至无人机各系统间的交互操作性还很弱,为此,以美国为首的北约组织在大量研究的基础上,开发了非专利的无人机控制站交互性操作的标准化接口———STANAG 4586标准化接口。本文基于有关资料,对STANAG 4586标准化接口技术的开发背景、实用结构、有效荷载控制、任务信息、网络环境和告警检测系统等几个方面进行了简要介绍。     

强夯施工中强夯夯沉量与夯击能的关系探讨

一、问题产生的背景 杭州萧山国际机场机坪扩建工程地基处理采用填石强夯的方法。根据设计，全场根据区域及夯击能不同分为A（道槽区，单击夯击能200t．m，第一遍8～10击，第二遍6～8击，满夯80t．m，2击）、B（道肩区，单击夯击能200t．m，第一遍5～7击，第二遍4—6击，满夯80t．m，2击）、C（与老道面相接区域，单击夯击能120t．m，     

16NiCo钢应变疲劳分析

本文详细研究了１６ＮｉＣｏ钢的低循环应变疲劳性能，并对其循环应力一应变行为进行了讨论和分析。结果表明，该钢达到了同类钢和美国同种钢的应变疲劳强度水平，在循环过程中表现出循环软化。此外，塑性应变能的分析与计算证明，采用标准热处理规范能够实现强度与塑性的最佳匹配。     

小卫星群星间通信低层协议的初步研究

本文总结了目前国内外LEO星和编队飞行小卫星星间链路ISL的发展情况；针对小卫星群内ISL通信的特点，对近距离空间链路协议Proximity-1和无线局域网协议IEEE802.11等进行了一定的分析；最后对发展小卫星群ISL低层协议给出了几点建议。     

能场辅助激光焊接焊缝成形及缺陷控制综述

激光焊接是一种能量密度高、热影响区窄、工件变形小的高效焊接方法,但单激光焊接仍存在很多的问题,如冷却速度较快,易产生裂纹、气孔等缺陷。加入合适的气场或采用摆动激光可有效抑制飞溅和气孔等缺陷;采用电弧辅助激光焊接可有效提高焊接过程稳定性,减少接头缺陷;通过超声波场、磁场、电场辅助激光焊接能够细化晶粒、降低元素偏析和裂纹敏感性,提升接头性能。分别从工艺优化、加入辅助热源、加入辅助能场3个角度对激光焊接研究现状进行了总结;最后对目前能场辅助激光焊接研究中存在的问题进行分析,并对其发展前景进行展望。     

甲基丙烯酰氧基倍半硅氧烷对有机硅树脂耐热性能影响

采用甲基丙烯酰氧基倍半硅氧烷(M ethacryl-POSS)提高有机硅树脂的耐热性能。合成了甲基苯基硅树脂和M ethacryl-POSS接枝改性的甲基苯基硅树脂,采用傅立叶变换红外光谱表征了M ethacryl-POSS接枝反应前后甲基苯基硅树脂的结构变化;并通过TG和烧蚀实验比较了接枝反应前后甲基苯基硅树脂的热性能变化,采用DTG对比研究了M ethacr-yl-POSS对甲基苯基硅树脂耐热性影响机理。结果表明,经M ethacryl-POSS接枝改性后,甲基苯基硅树脂的耐热性能提高,在空气中的热降解程度降低。     

纳米二维黑磷的PTFE薄膜涂层的制备及其摩擦性能研究

采用旋涂法在7050铝合金表面制备了内含0、1.3%、3.8%纳米二维黑磷的聚四氟乙烯(PTFE)薄膜涂层。选择载荷为1N(接触压力为501MPa)、2Hz频率和5.3mm滑动行程条件下(平均线速度为21.2mm/s),使用球-盘摩擦仪进行摩擦磨损试验。利用环境扫描电镜(ESEM)和三维白光显微镜分别对涂层磨痕形貌和磨损率进行表征。黑磷含量为1.3%和3.8%的PTFE涂层的摩擦系数(COF)分别降低了23%(COF:0.079)和27%(COF:0.074),其磨损率分别从2.554×10~(-4) mm~3 N~(-1) m~(-1)降至0.758×10~(-4) mm~3 N~(-1) m~(-1)(降低70.3%)和0.156×10~(-4) mm~3 N~(-1) m~(-1)(降低93.8%)。结果表明,纳米黑磷材料与PTFE的复合膜不仅具有较好的润滑作用,而且能有效提高PTFE的耐磨性。     

速度信息缺失的平动点轨道交会预设性能控制

以平动点轨道的交会对接为研究背景,基于高阶积分链微分器和预设性能控制理论提出了一种仅需相对位置信息的平动点轨道近程交会控制律。首先利用高阶积分链微分器估计两航天器的相对速度状态,并设计预设性能控制器使得两航天器的相对运动状态在预设的边界内渐近收敛到期望状态。然后利用李雅普诺夫函数证明相对运动状态存在扰动时控制器的稳定性。该方法为闭环控制,且与模型无关,容易在线操作。仿真结果表明,在平动点轨道航天器存在未知扰动以及导航制导等不确定的情况下,利用所提交会控制律能够实现追踪航天器与目标航天器交会任务的高精度实时控制,具有较强鲁棒性。     

复合材料C型柱轴压失效分析的层合壳建模方法

由于易于设计、制造以及承载效率高,C型柱作为一种典型的垂向支撑结构,大量应用于大型运输类飞机货舱地板下部。以复合材料C型柱结构为对象,并结合复合材料C型柱轴向压缩试验,旨在发展其在轴向压缩载荷下失效分析的有限元方法。首先,对材料模型的应力-应变曲线进行参数化研究,明确Lavadèze材料单层模型、Puck IFF基体失效准则和Yamada Sun纤维失效准则中参数的物理意义并给出取值建议。其次,建立"层合壳"模型,模拟轴向压缩载荷下破坏失效的力学行为,并与试验结果进行对比分析。研究结果表明,该建模方法能够较好地模拟渐进压缩破坏过程,平均压缩载荷、比吸能的预测值与试验结果具有较好的一致性。     

返回舱/空间探测器热防护结构发展现状与趋势

针对中国天地往返和深空探测领域对热防护结构的需求,综述了国内外返回舱和空间探测器热防护材料/结构的发展现状,着重介绍了包括蜂窝增强热防护材料、纤维增强热防护材料、组合式热防护结构以及展开式热防护结构等在内的代表性热防护材料/结构的设计理念和性能特征。在系统总结热防护结构发展趋势的基础上,分析了返回舱和空间探测器热防护结构发展中存在的关键问题,可以看出：纤维增强热防护材料在热防护结构重量方面表现出了突出优势,材料拼接设计成为结构发展的重要阻碍;组合式热防护结构设计在现有材料发展水平的基础上,将成为提高热防护结构效率的有力途径;展开式热防护结构有望使航天器有效载荷重量显著提升,但受限于柔性热防护材料性能和结构工艺,仍有待发展。更加频繁的天地往返运输和深空探测项目的开展必将对热防护结构发展产生巨大的推动作用。