高压涡轮外气路封严技术研究

介绍了发动机高压涡轮外气路封严结构设计思路及相应的试验结果。试车证明：结构设计合理,封严涂层抗剥落性能良好,可磨耗性比原陶瓷封严涂层有所提高,可满足高压涡轮外气路封严技术要求。     

基于H-矩阵/QFT的鲁棒解耦多变量控制在SRLV姿态控制中的应用

将H-矩阵理论应用到传递函数对角优势化过程中,同时结合定量反馈频率自动整形原理,进行可重复使用亚轨道飞行器的多变量控制系统频域反馈补偿器的设计,从而达到削弱强耦合的目的。该方法通过使用H-矩阵理论,结合定量反馈考虑参数不确定性的优势,得到反馈补偿器的频域边界,因此,解耦结果对参数不确定性具有较强的鲁棒性。仿真验证表明,该方法有效地削弱了通道间的耦合,降低了控制器的设计复杂度。     

星载反射阵天线应用现状与发展趋势

反射阵天线具有平面结构、低成本、易于展开、灵活的波束形状等优点,兼具反射面天线和相控阵天线的若干优点.随着配备反射天线的ISARA、MarCO等立方体卫星相继成功在轨验证,反射阵天线的技术成熟度得以提升并且逐渐获得航天应用领域的认可.反射阵天线正在成为一种非常有潜力的高性价比星载天线形式.首先简要介绍了反射阵天线的基本原理、技术特点以及研究历程,其次重点介绍了星载反射阵的论证案例与在轨演示验证试验,最后归纳总结了星载反射阵天线未来的发展趋势,为我国后续开展星载反射阵天线技术应用提供技术参考.     

可展桁架天线温度场和热变形分析

对一个可展桁架式抛物面天线,利用有限元法,将可展支撑桁架划分为一维辐射-导热杆单元,将反射面划分为二维辐射-导热三角形膜单元,以此模型,计算和分析可展桁架天线在空间环境中的温度场和热变形,得到了可展桁架天线温度场和热变形特点,以及可展支撑桁架对天线整体温度场和热变形的影响．     

六棱柱单元可展天线结构设计

提出了一个利用伸缩杆驱动的六棱柱展开单元，该单元可动机构数较少，展开可靠度高，结构刚度好，具有广泛的应用前景。利用伸缩杆六棱柱单元，文中设计了一大型构架式切割抛物面天线，并简要介绍了天线的可展节点细部设计，该天线的形面精度较高，质量轻，造价低。     

基于模糊逻辑的再入RCS控制方法

针对 RLV (Reusable Launch Vehicle)的再入控制提出了一种基于模糊逻辑的RCS(Reaction Control System).详细分析了RCS控制特性,建立了基于效率系数以及继电特性的RCS模型,提出了一种基于Mamdani模型的模糊逻辑三通道RCS控制器,该控制器利用专家控制经验,根据姿态角及角速率的偏差,产生不同的RCS控制指令输出给三通道对飞行器进行姿态控制.通过六自由度非线性仿真,验证了该控制系统与PID(Proportional-Integral-Differential)控制器相比具有更好的跟踪性能,且RCS的控制输出效率也更高.      

采用无线电单独测量的编队卫星相对轨道自主确定

在实际工程应用中,编队卫星由于任务的要求使得部分测量设备(例如,激光设备)不可用,这就造成系统的观测性下降。文章将条件数应用于编队卫星系统的可观测度的定量计算;并针对编队卫星进行轨道机动时仅采用无线电进行测量的工况,采用强跟踪离散卡尔曼滤波(UKF)算法进行仿真计算。仿真结果表明该方法具有很强的跟踪能力,并且鲁棒性、稳定性和精度与常规UKF算法相当。     

自适应两级UKF算法及其在时变偏差估计中的应用

针对存在时变偏差的非线性系统状态估计问题,提出了一种新型的自适应两级UKF算法（ATUKF,adaptive two—stage unscented Kalman filter）．该算法利用衰减因子补偿模型的不确定性,对状态和偏差实施分离估计,并利用估计偏差对状态进行更新．将该算法用于存在随机时变偏差的近地卫星自主导航系统的状态估计问题中,仿真结果验证了其有效性,并利用可观测性分析方法对导航系统的可观测性进行了分析．     

模块化可重构无人机机翼结构优化方法研究

模块化可重构无人机设计工况复杂、约束多样,需要根据不同设计思想的特点研究适用的优化方法才能得到最优方案。本文开展针对多模型的同步优化方法研究,给出不同构型机翼翼根弯矩约束方法,提出多构型机翼结构前后梁弯矩比例约束下的同步优化技术,并以某模块化可重构无人机机翼为对象进行应用验证。结果表明：与文献中模块化机翼优化结果相比,本文多构型机翼结构同步优化方法在解决整机翼更换的模块化可重构机翼结构优化问题时具有很高的适用性和收敛性,以及广阔的工程推广价值。     

航天员出舱可伸缩安全系绳设计与验证

随着中国神舟飞船系列任务和空间站建设任务的稳步进行,中国航天员将面临频繁的在轨出舱作业任务,航天员出舱活动范围将逐渐增大,作业位置也将频繁变换,传统安全绳已无法满足使用要求。提出了一种基于恒力矩弹簧驱动的航天员出舱可伸缩安全系绳设计方案,并优化设计方法。对可伸缩安全系绳的核心部分——驱动单元进行设计,研制航天员出舱可伸缩安全系绳样机,并完成功能性能、环境适应性和驱动单元寿命试验验证。结果表明:所提方案可顺利完成钢丝绳收放,且实测收绳力、放绳力与理论值基本吻合。方案具有体积小、质量轻、可耐大量级振动和高低温环境等优点,其驱动单元满足10 000次的长寿命使用要求,可用于后续工程产品中。