微小空间碎片与原子氧协同效应研究

利用等离子体驱动微小碎片加速器和潘宁源的原子氧模拟装置在中国首次开展了微小碎片撞击与原子氧协同作用对Kapton膜和镀铝Kapton膜的侵蚀效应研究. 实验结果表明, 碎片撞击能明显加剧原子氧对Kapton和镀铝Kapton膜的侵蚀效应, 对航天器的寿命及可靠性构成威胁, 制约中国长寿命高可靠性航天器的发展.      

横向连续推力小偏心率人工冻结轨道设计

非临界倾角自然冻结轨道要求近地点幅角为90°, 偏心率在1× 10-3量级, 并且偏心率与轨道倾角和半长轴有特定的对应关系, 苛刻的要求极大地限制了轨道根数选择的多样性. 研究表明, 施加常幅值、方向半轨道周期切换的横向连续小推力可以形成任意轨道根数的小偏心率人工冻结轨道, 放宽自然冻结轨道对轨道根数的严苛限制. 维持小偏心率人工冻结轨道的横向连续推力a_T与半长轴的平方根成正比, 与偏心率大小成反比; 在临界倾角i_c附近, 推力a_T与倾角偏置量Δi近似呈正比, 且长期维持的燃料消耗较小. 此外, 在进行仿真计算时还需考虑拟平均轨道根数与瞬时轨道根数的转换.      

一种小阻值电阻测量装置的研究与设计

介绍了一种小阻值电阻测量装置,概述了总体方案设计及关键技术,进行了重要功能设计的介绍和原理上的分析,说明了软件的设计思路和上位机软件功能,最后给出了试验验证及结果。通过测试验证,可以看出这种小阻值电阻测量装置完全满足测试要求,且具有很好的便携性,很好地弥补了现有设备的不足。     

捷联惯组批次性能评估的稳健方法与应用

针对目前惯组批次性能评估方法中存在易受异常样本影响和结果无法检验的问题,提出了两种基于中位数理论的高效率稳健评估方法,称为rp方法与稳健标准差方法。两种方法合理利用了评估过程中的稳健信息,有效地克服了异常样本的影响,并且在此基础上构建了一套完备的批次惯组评估模型,确保统计结果准确可靠。最后,文中给出了具体的工程应用实例和结果分析。     

Longitudinal parameter identification of a small unmanned aerial vehicle based on modified particle swarm optimization

This paper describes a longitudinal parameter identification procedure for a small unmanned aerial vehicle(UAV)through modified particle swam optimization(PSO).The procedure is demonstrated using a small UAV equipped with only an micro-electro-mechanical systems(MEMS)inertial measuring element and a global positioning system(GPS)receiver to provide test information.A small UAV longitudinal parameter mathematical model is derived and the modified method is proposed based on PSO with selective particle regeneration(SRPSO).Once modified PSO is applied to the mathematical model,the simulation results show that the mathematical model is correct,and aerodynamic parameters and coefficients of the propeller can be identified accurately.Results are compared with those of PSO and SRPSO and the comparison shows that the proposed method is more robust and faster than the other methods for the longitudinal parameter identification of the small UAV.Some parameter identification results are affected slightly by noise,but the identification results are very good overall.Eventually,experimental validation is employed to test the proposed method,which demonstrates the usefulness of this method.     

小卫星姿控与星务管理的一体化设计

介绍一种将姿控系统和星务管理系统融为一体的设计思想，它节约了星载机资源，提高了系统信息处理的实时性，很好地体现了小卫星的质量轻、体积小、成本低的优势。对姿控系统的硬件组成、卫星的飞行模式和控制策略、星务管理软件的体系结构和总结设计思想、姿控软件的星务管理软件的接口设计等内容做了重点讨论。     

旋流数对小限制率旋流喷雾及火焰特性的影响

分布式贫油直喷（Distributed Lean Direct Injection,DLDI）燃烧室是国外多点贫油直喷（MLDI）燃烧室的实用发展形式。本文对DLDI燃烧室的主燃级单元LDI开展研究,主要关注外旋流器旋流数（Sn）从0.65降低到0.33对流场、喷雾和火焰结构的影响。利用FLUENT软件、采用雷诺平均方程（RANS）对时均流场进行求解;利用离散相模型（Discrete Phase Model）对喷雾散布进行模拟;利用Mie散射和激光粒度测量仪对喷雾散布和SMD（Sauter Mean Diameter）进行测量,并对仿真结果进行验证;利用高速摄像机拍摄火焰结构。研究结果显示Sn变化直接改变流场结构：随着Sn的减小,外旋流射流对内旋流射流的压制逐渐变强,内旋流射流的张角和中心回流区尺寸都逐渐缩小;尤其在Sn为0.33时,角涡回流区演化成壁面回流区。流场变化影响液雾散布：Sn在0.38~0.65区间时,喷雾核心主要由内旋流射流输运,喷雾张角由内旋流射特性决定;当Sn为0.33时,喷雾核心会在自身惯性下射入外旋流射流,在外旋流射流以及壁面回流区的作用下均匀散布。喷雾散布结果表明喷雾核心射入外旋流射流时更有利于液雾的散布。火焰结构的研究结果显示在小限制率条件下,Sn为0.33时,中心回流区回流量不足、无法稳定火焰,此时形成的壁面回流区创造了新的稳火点来帮助稳定火焰。     

小背射天线阵的设计

介绍一种 S频段四元小背射天线阵 ,它由四个小背射天线和单通道单脉冲馈源组成 ,用于遥测自跟踪。该天线阵在原设计四元背射天线阵的基础上 ,将工作带宽扩展为 2 0 0 MHz,并在结构上作了重大改进。馈源盒为一方形腔体 ,既用于安装四个天线 ,又用于放置馈电网络 ,结构十分紧凑 ,便于密封、维修。     

利用Gauss-Markov过程的着陆小天体导航与制导方法

给出一种利用Gauss-Markov过程的自主着陆小天体导航与制导算法，来解决无法得到精确的轨道动力学模型带来的轨道确定困难问题。主要是在导航算法中，采用一阶高斯-马尔科夫过程近似着陆探测器轨道动力学中的无模型加速度，利用扩展卡尔曼滤波估计探测器的位置、速度及无模型加速度。通过数学仿真分析了给出的自主导航与制导系统的性能，并对比了采用与不采用一阶高斯-马尔科夫过程的导航滤波器性能，结果表明前者明显优于后者。     

基于ADS的MESFET功率放大器设计

提出一种在无法获取器件大信号模型条件下采用小信号法设计功率放大器的方法。在此基础上 ,借助Agilent ADS软件采用小信号设计、提取器件的封装寄生参数、优化结合的方法设计了一个 MESFET功率放大器。