基于基准控制的低压涡轮转静子装测一体化方法

为进行大涵道比航空发动机低压涡轮转子同心度的精确测量与控制,根据其多级耦合的结构特点和0.05 mm转子同心 度的控制需求,开展了基于基准控制的低压涡轮转静子高精度装测一体化方法研究。通过基准调节方法实现测量基准与回转轴 线重合,消除了定位误差;通过基准保持方法避免了装配操作对基准的影响,保证了测量基准姿态的一致性;结合质心对转子不平 衡量的影响,搭建了专用测试系统,实现对低压涡轮转子同心度的装配结果管控。将该方法应用于发动机低压涡轮转静子装配, 结果表明：实现了0.0125 mm转子跳动的精确测量,有效避免了低压涡轮转子初始不平衡量超差,减少了重复装分工作,提高了装 配质量和效率,对多级部件同心度的高精度测量具有工程指导意义。     

运载火箭测发控网络设计

运载火箭测试发射控制系统对数据处理能力、数据通信能力的要求越来越高。本文采用最新的网络通信技术,结合CZ-3A运载火箭测发控网络的实际设计需求和设计原则,概要介绍了运载火箭测发控网络的特点,着重从测发控网络的拓扑结构、双网卡捆绑技术、静态路由技术等五方面详细阐述了测发控网络的设计,最后通过测发控网络的功能测试验证了该设计的可靠性和先进性。     

星载InSAR空间基线指向优化与设计

分布式卫星SAR系统是近年来受到广泛重视的一种新的雷达成像手段,其中分布式InSAR充分利用编队星座卫星间构成的空间基线进行干涉测高,从而实现立体成像.在InSAR系统设计中,解决好编队星座的设计问题是实现高性能成像的前提和保证,合理的星座构形设计有助于提高测高精度,从而获得高品质的雷达成像效果.从InSAR测高精度分析结果入手,由飞行力学角度阐述星间相对运动对测高精度产生的影响,并基于分析结果给出了一种有别于现有星座的特色编队构形,并对其性能进行了初步分析.     

一种基于北斗三号系统的GNSS-R海面干涉测高技术

GNSS-R干涉测高技术可用于中尺度海面高度观测,具有空间分辨率高、测量精度高等优势。与传统的GNSS-R本地码测高技术相比,GNSS-R干涉测高技术可以有效提升高度测量精度。虽然GNSS-R干涉测高技术已有一些研究,但是基于北斗三号的干涉测高应用还很少。本文根据GNSS-R干涉测高技术优势,针对北斗三号系统在干涉测高技术上的应用,研发了支持北斗三号的GNSS-R干涉测高接收机并描述了整体架构及实现。利用所研发的接收机进行水面干涉测高试验,首次获取了北斗三号B1和B2干涉测高波形,与传统GPS L1和北斗B1本地码测高波形进行对比。对两种方法计算出的水面高度进行对比,结果显示北斗三号干涉测高精度明显优于GPS L1和北斗B1传统本地码测高精度。     

用果蝇探查火箭飞行因素的生物遗传效应的实验结果

用黑腹果蝇检查T_7A—S1火箭飞行因素的遗传效应。通过两次飞行实验观察,发现亲代雌蝇在飞行后(主要是第4—6天)所产的卵中,无X染色体卵百分率增高而双X染色体卵百分率未见变化。其性质并非个别雌蝇产生了较多的无X染色体卵,而是产生无X染色体卵的雌蝇个数增多。第二次飞行实验结果也呈现,亲代雌蝇在飞行后第4—6天所产的子1代中,三龄幼虫成神经细胞染色体桥频率增高。上述实验结果表明,火箭飞行因素对雌果蝇生殖细胞遗传物质有轻微影响。     

精密GPS卫星钟差的改正和应用

分析了 GPS卫星钟差的变化特性,探讨了利用 GPS地面跟踪站的观测数据估算GPS卫星钟差的可行性.建立了相应的算法和软件系统,并把由地面跟踪站的实测数据估算的卫星钟差用于星载 GPS定轨计算,得到优于1m的定轨精度.     

考虑星历误差的天文测角/时间延迟量测组合导航方法

基于太阳震荡的时间延迟是一种新型天文导航量测量,可以提供探测器相对反射天体的距离信息,与星光角距量测量结合,可以提高导航性能。然而,星光角距量测模型与时间延迟量测模型均含有火卫一相对火星的位置矢量,火卫一的星历误差将影响导航精度。针对这一问题,提出了一种基于在线估计的天文测角/时间延迟量测组合导航方法,建立了包含火卫一位置及速度的状态模型,利用星光角距及时间延迟量测量同时对火卫一的位置和速度进行在线估计,仿真结果表明,提出的方法可以有效抑制火卫一星历误差对组合导航精度的影响,为探测器提供高精度的自主导航信息。     

一种抑制控制力矩陀螺框架电机共模电压的方法

控制力矩陀螺作为执行机构,是保障航天器在轨寿命和工作性能的核心部件之一。为了抑制控制力矩陀螺外框电机的共模电压,提高控制力矩陀螺的在轨寿命,本文提出了一种三相四桥臂的拓扑结构与优化的SVPWM调制算法结合的共模电压抑制方法,调制过程中避免零矢量的使用,使驱动器可以保持在平衡状态,经过仿真试验的结果对比分析,验证了这种方法可以有效的抑制系统的共模电压。     

声爆近场压力测量风洞试验技术研究进展

声爆是超声速民用飞机研制的关键问题之一,风洞试验作为开展声爆研究必不可少的技术手段具有重要研究意义。简要介绍了声爆风洞试验的特点与难点,分析了声爆风洞试验技术的发展趋势。按照空间压力测量装置的不同,将试验技术归纳为测压板、静压探针、测压轨、无反射测压轨等四类空间压力测量技术。重点针对基于无反射测压轨的空间压力精确测量技术和数据修正技术进行了总结与分析。无反射测压轨具有试验效率高、测量精度高、可有效降低流场非均匀扰动误差等优点,是声爆近场压力测量技术的重要发展方向。     

数字化干涉仪测角技术

数字化干涉仪测角采用的是高精度数字鉴相技术，该技术与传统的模拟鉴相技术相比可以大幅度提高鉴相精度，从而满足高精度干涉仪测角的要求。基于数字干涉仪鉴相算法，通过两路正交本振信号分别与两路待测相信号相乘，使用CIC 滤波器除乘积中的高频信号，最后通过CORDIC 算法计算出相位差。经过干涉仪测角模拟器上测试结果表明，其数字鉴相误差小于0.2°。