RBCC发动机燃料支板热防护研究

分析了RBCC发动机在5.5Ma条件下不同工作模式时燃料支板所处的热环境,综合火箭射流以及二次燃烧对热环境的影响,设计了带有冷却通道的燃料支板主动热防护方案。研究发现燃料支板在火箭冲压工作模式下受火箭羽流以及二次燃烧双重加热的影响,热环境最为恶劣,燃料喷注所形成的液膜可以对支板中部起到保护作用,壁面温度沿气流方向整体呈"高-低-高"的分布趋势。在此种工作模式下开展了三种冷却通道方案的对比研究,结果表明通道数及单通道流量增加均可以降低受热严峻部位的表面温度,提高支板表面温度的均匀性,保障发动机长时间安全工作。采用开环冷却后的煤油组织燃烧,发动机比冲性能具有1.5%的提高。     

激光惯组结构系统陀螺抖动性能确定方法与应用

当二频机抖陀螺相对于其安装基座的抖动幅度较小时,偏频技术不能很好消除锁区的影响,陀螺精度将降低,甚至停止抖动失去功能。激光陀螺抖动性能与结构密切相关,给出了激光惯组箱体减振器本体抖轮陀螺体系统的激光陀螺抖动多体动力学模型及关键参数识别方法,能够根据激光惯组的结构、减振设计方案计算陀螺抖动性能,进而选取合适参数及结构布局解决激光惯组系统陀螺抖动效率差的问题。最后,通过型号实际问题分析验证了该方法的准确性及工程实用性。     

激光陀螺误差分析的Allan方差法改进研究

针对传统Allan方差法分析激光陀螺误差特性过程中,不能合理解释方差中部分噪声项出现负值的情况,而采用阻尼振荡的分析方法能够对此给出合理解释,却又损失了辨识精度的问题,提出了一种基于动态Allan方差法理论的改进Allan方差法。该方法将阻尼振荡模型与动态Allan方差模型相结合,使得辨识结果的分析过程更加合理。激光陀螺零偏误差的辨识与分析结果表明:改进Allan方差法的辨识结果精度略高些,在改进Allan方差的三维分析图中可以显示出零偏中存在的数据突变情况,能够反应激光陀螺误差的动态特性。因此,改进Allan方差法更适用于激光陀螺误差特性的分析。     

空间金属增材制造技术应用

高能束流金属增材制造技术以激光和电子束作为热源,通过选区熔化粉末或熔丝沉积成型来实现金属零部件的制造.根据金属增材制造技术在空间领域的发展,结合空间站和深空探测强约束条件对在轨制造设备尺寸、重量、功耗、寿命提出的更高要求,对比激光与电子束两种热源的工作模式,进行在轨可行性分析,提出未来空间金属增材制造技术发展所面临的问题与解决途径.      

双星系统L1点悬停探测控制器设计与仿真

双小行星系统探测具有重要的科学意义,受其复杂动力学环境影响,探测任务极具挑战。利用球谐函数法对双星系统进行引力场建模,求解双星系统平动点,并选取其内部共线平动点L_1点作为双星系统悬停探测目标位置。采用航天探测实际任务中常用的脉冲推力式发动机,设计了一种原理简单、便于工程实现的常值切换bang-bang控制器。以69230Hermes双星系统为例,将Hermes近似为双椭球系统,仿真分析航天器在Hermes双星系统L_1点悬停飞行的控制效果,验证所提控制策略有效性。     

一种X频段50 kW高功放的设计

针对未来深空测控及其他航天器测控通信业务不断拓展的需求,设计了一种基于速调管方案的X频段连续波高功放。该方案采用了高效率低电源纹波的模块化高压开关电源、集中式液体冷却设备、串联与并联相结合的高功率谐波和收阻滤波器,以及高速可靠的控保措施,实现了在深空X频段连续波高功率输出的技术能力。测试结果表明：在规定的带宽内,输出连续波功率达到了50 kW,最高可达60 kW以上,第2、3、4次谐波及接收频段内信号的抑制能力等主要指标都达到了预期目标,整机散热效果理想;经长时间连续加电考机表明：设备考核指标和工作状态都稳定可靠。这将为我国深空探测技术的进一步发展、探测能力的进一步提高奠定坚实基础。     

基于主动热载荷管理技术的涡轮盘疲劳寿命

为降低航空发动机涡轮盘失效风险并提高使用寿命,将主动热载荷管理技术应用于预置裂纹的涡轮盘模型,采用通用权函数法计算裂纹应力强度因子进而分析轮盘寿命,研究经主动热载荷管理的轮盘上能量分布对轮盘寿命的影响,探索轮盘上热边界载荷与寿命的关联性和变化规律,并通过有限元仿真模拟初步分析其作用机理。结果表明:主动热载荷管理技术通过优化轮盘的温度分布,可以有效地降低裂纹附近的应力,延缓裂纹的扩展,显著的提高寿命和安全性,当热边界载荷系数分别取0.05和0.10时,轮盘相应的寿命分别增加12.2%和26.1%。     

多点磁场协同探测反演电离层电流密度

相对于传统的单点磁场探测,多点磁场协同探测可以同时获得各测点磁场,消除探测磁场随时间的变化,能更好地计算空间电流密度.根据由多点磁场反演计算空间电流密度的计算方法,开展数值仿真,分析卫星编队数量、卫星编队构型、卫星定位偏差、卫星姿态测量误差、磁场测量误差、外部磁场强度及外部电流密度等对电流反演误差的影响.仿真结果表明,5星编队优于4星编队.在5星编队条件下,卫星姿态测量误差、卫星编队构型和外部磁场强度是反演误差的主要来源.根据仿真结果,当卫星姿态误差为0.001°,卫星编队尺度约为100km时,赤道区域电流密度的反演相对误差约为24%.      

正常类飞机自然结冰试飞适航审定技术

民用飞机如果申请已知结冰条件下飞行（FIKI）,应按照除防冰相关适航规章条款要求进行表明符合性适航验证,其中自然结冰试飞是必须完成的重要环节。以Y12F飞机自然结冰试飞为例,以中国民用航空局（CAAC）和美国联邦航空管理局（FAA）发布的已知结冰条件下飞行相关指导文件为基础,结合Y12F飞机自然结冰试飞适航审定过程,分析总结了除防冰系统、测试设备及安装、试飞空域、结冰大气条件、试飞内容、试飞状态、试飞程序、试飞结果和分析以及结冰探测、结冰大气探测、冰积聚情况监测等方面的适航审定要求和关键技术,并对试飞过程中发现问题的分类、解决措施、设计改进方案以及完成的补充验证工作进行了阐述。经CAAC和FAA同步审查,Y12F飞机获得CAAC和FAA已知结冰条件下飞行的批准。构建的自然结冰试飞适航审定方法,成为FIKI适航验证重要实践指导性材料。