微小型无人机飞控导航微系统设计与实现

随着技术的发展,微小型无人机智能化水平逐步提高,这对机载设备的小型化、轻量化提出了更高的要求。提出了一种基于系统级封装(System in Package, SiP)与封装体叠层(Package on Package, PoP)技术的微小型无人机飞控导航微系统设计方法,通过以晶圆级处理、芯片堆叠、倒装焊等为核心技术的SiP集成方式以及以穿塑孔(Through Molding Via, TMV)方式为核心的PoP集成方式,将飞行控制器中的核心硬件部分缩小为原尺寸的20%,大幅减小了系统的尺寸、质量与集成复杂度。产品实现与飞行试验表明,该微系统不仅可以满足微小型无人机飞行控制的需求,还能够降低硬件系统的设计难度,提高飞行控制器的可靠性与无人机的安全性。     

钛合金加工中的安全问题

铋合金具有耐高温性能好、优越的抗蚀性、重量轻、与其他金属兼容等特点,因此,广泛被应用于制作各类先进客机的结构件和非结构件.但钛合金导热性差,切削加工时易产生粘刀现象,由此给钛合金的加工带来了一些麻烦.本文就钛合金加工过程中可能带来的着火、燃烧问题及其预防措施谈谈笔者的看法.     

深空探测用塑料闪烁体阵列式缪子探测器电子学采集系统设计

宇宙线缪子成像方法是一种对物质密度敏感的高分辨率、高精度被动源探测技术,无须原位测量,有望成为火星和小行星浅表和内部物质结构成分研究的新兴深空探测手段。鉴于气体探测器、核乳胶探测器使用条件的局限性,设计一种适用于深空探测的多通道读出的塑料闪烁体阵列式缪子探测器,可实现对多路探测器缪子信号的采集。搭建探测器测试系统,在实验室条件下进行天然缪子探测实验,对探测到的缪子数据进行天顶角和方位角分析,结果显示缪子径迹随角度分布与理论预期符合很好,初步验证了探测器系统设计的合理性。     

环形CW型原表面回热器通道流动换热及熵产特性分析

着眼于提升临近空间可重复使用航天器的能源利用效率,文章探究环形CW型原表面回热器通道流动换热与熵产特性。以其换热单元体为研究对象,采用k-ε湍流模型和周期性边界条件,通过分析回热器流道出口截面的速度和温度参数分布,讨论了冷热侧进口参数（雷诺数、温度）对回热器流动特性与换热性能的影响。结果表明,增大雷诺数会使冷热侧出口截面温度降低、速度提升,形成中心涡,使流道侧壁摩擦阻力及压力损失增大,导致回热器换热性能下降。熵产分析验证了此结论：随雷诺数增大,换热单元总熵产率增大。雷诺数不变时,改变冷热侧进口温度,结合面优度系数和总熵产率的综合变化,得到回热器的最佳工作温度为燃气进口温度874.8 K、空气进口温度485.6 K。     

一种电离层场向不规则体各向异性散射模型

电离层场向不规则体散射具有很强的方向性, 利用电离层场向不规则体散 射进行VHF频段超视距通信时, 需要准确可靠地确定其散射分布特性及路径损 耗等参数. 基于电离层不规则体场向散射的特点, 以地球地磁场为坐标系统, 提出了一种电离层场向不规则体各向异性散射模型, 该模型能够计算前向和后 向散射链路的路径损耗分布、时延展宽和相干带宽等参数, 同时运用该模型对 雷达横向截面的计算结果与已有文献的数据结果进行对比, 证明了该模型的准确性. 该模型能够计算电离层场向不规则体VHF频段的散射分布及路径损耗等参数, 为VHF散射通信链路的设计、布站提供依据和技术指导.     

基于辐射和传导耦合的蜂窝夹芯结构传热性能分析

对防热系统的蜂窝夹芯结构,采用全灰体假设同时考虑热传导和热辐射两种传热形式对温度场的耦合作用,利用稳态时热流量守恒建立了蜂窝芯层温度场的非线性积分方程.离散化后利用数值方法得到方程组的数值解,计算结果与美国兰利研究中心的实验结果吻合得较好.利用计算结果, 讨论了下面板、柱体层的灰度、蜂窝结构长径比对结构温度场的影响.     

一种基于GNSS数据的全球电离层不规则结构活动表征方法

针对如何利用GNSS（Global Navigation Satellite System）数据进行电离层扰动监测的问题,提出了一种基于GNSS数据表征全球电离层扰动的方法。利用大约400个GNSS地面站点的观测数据,计算总电子含量（Total Electron Content,TEC）变化率的标准差——ROTI（Rate of TEC Index）。将该计算结果作为扰动观测量,在纬度与经度的网格上投影形成1 h分辨率的ROTI地图。ROTI地图能够体现几千米到几十千米的电离层不规则体,分析2015年3月期间电离层平静和扰动剧烈时ROTI地图发现,这种大尺度的不规则体主要分布在高纬和低纬区域,磁暴期间ROTI地图会出现数值和扰动面积上的变化,ROTI地图在一定程度上能够表现全球电离层不规则结构的扰动。在此基础上提出了新的全球ROTI扰动指数(Global ROTI index, GROTI),分析结果表明高纬区域的GROTI与地磁指数Kp及AE指数存在良好的相关性。

     

复杂动力学模型下星载天线跟瞄控制技术研究

针对星载天线动力学复杂这一问题,从天线系统刚柔耦合动力学建模、指向跟踪控制以及振动抑制等方面研究了柔性星载运动部件的指向控制方法。首先,通过描述系统几何拓扑关系建立系统运动学方程,从而简化动力学建模过程;之后,利用假设模态法,对天线反射面挠性进行建模;最后,将拉格朗日方程与挠性关节模型相结合,从而建立了星载天线非线性刚柔耦合动力学模型。在以上复杂动力学建模的基础上,采用分层设计的思路进行了控制策略设计：先运用基于计算力矩法的滑模控制器得到不考虑挠性关节的耦合控制律,从而保证卫星基体的稳定性以及天线挠性反射面的振动抑制;再使用反步法对挠性关节进行控制,实现对天线反射面的指向精度控制。最后,讨论了动力学参数不确定性对系统跟踪指向控制的影响并采用数学仿真的方式验证了相关动力学模型与控制算法。仿真结果表明该方法能较好地实现对星载天线的指向跟踪控制以及振动抑制,提高星载天线的动态指向精度。     

内装式空射运载火箭重力出舱机箭耦合动力学分析

研究了以运输机为平台的内装式运载火箭空射过程载机和火箭的耦合动力学建模。建模针对两个阶段：第一阶段,火箭固定于载机机舱内,两者构成一个整体,按照普通刚体的力学方法处理;第二阶段,火箭解锁后,沿着舱内的发射筒向外滑行,载机和火箭形成两刚体相互作用的耦合系统,基于牛顿-欧拉法建立系统动力学模型。载机在空射火箭过程中,油门和升降舵满偏,在加速前飞的同时拉大姿态俯仰角,火箭在自身重力分量和惯性力的作用下,沿着机舱内的发射筒加速向外滑行,直至与载机分离。数值仿真分析了空射过程载机的重要力学参数的变化过程,验证了载机操控策略的可行性和安全性,可为未来中国空射运载火箭技术设计提供数据参考。