着陆小天体的自主GNC技术

由于目标小天体和地面站之间存在较长的通讯延迟，加之小天体的动力学环境复杂多变，传统的基于深空网的导航、制导与控制（GNC）模式已不再适合探测着器着陆小天体。为了实现安全着陆小天体，探测器必须具有自主导航、制导和控制的能力。本文提出了一种着陆小天体极区的自主GNC方案：首先，基于对自然特征点的自动提取、跟踪，给出了一种着陆小天体的自主光学导航方案；接着，为了安全垂直着陆小天体的极区，设计了比例-微分控制器跟踪理想的下降轨迹、消除侧向位置和速度偏差；最后，通过数值仿真对本文所提方案的可行性进行了验证。     

激光驱动接力移除空间碎片的小卫星星座及可行性研究

在众多空间碎片移除技术中,天基激光烧蚀驱动是一种高效的、有广阔应用前景的移除技术,特别是针对移除海量的、尺寸在1~10 cm的危险碎片而言,更是具有独特优势。然而,这一技术对高能激光器单脉冲能量、光束质量、发射镜口径等要求很高,目前的硬件水平还达不到实用指标要求,制约了其天基应用。为了克服这些硬件技术障碍,本文另辟蹊径,利用小卫星概念,提出了由不同轨道高度小卫星平台组成小卫星星座,通过在每个小卫星平台上的激光驱动接力来逐步降低碎片轨道高度,最终达到移除空间碎片的小卫星接力移除星座的构想。基于现有的激光器性能参数,根据激光烧蚀驱动碎片动力学模型计算了单个卫星平台的移除能力,结果显示,10 J单脉冲能量激光器和0.5 m直径发射镜,能够对20 km范围内、尺寸小于10 cm碎片进行有效驱动。进而,针对空间碎片密集度高而应用最广的800 km轨道高度区域,设计了由分布在不同轨道高度的30颗小卫星组成接力驱动移除星座系统方案,通过仿真模拟计算验证了星座系统的移除碎片的可行性。该研究利用目前热门的小卫星星座,降低了天基激光移除空间碎片技术对硬件的性能要求,为该技术的应用提供了新的思路和途径,所提出的小卫星接力驱动星座系统方案也有工程参考价值。     

线阵CCD用于二维小角度测量的研究

介绍了线阵CCD器件用于二线小角度测量的研究,给出了一种线阵（二双坐标自准直仪及其测量原理、仪器硬件和软件设计。实验表明：所研制的CCD双坐标自准在仪量程为±5,分辨力优于0．2",测量精度优于1"。     

激光衍射小直径的CCD测量

介绍了一种利用激光衍射的原理测量小直径的方法。它是采用线阵CCD器件接收激光衍射图像,由8098单片机进行数据采集、处理与计算,从而实现了小直径细丝的直径在线测量。     

针对弹载平台红外小目标的检测与跟踪算法

为了提高对红外小目标检测与跟踪的精度与速度,设计了一种针对红外小目标的单目标检测与跟踪算法,包含一个基于MB_LBP+AdaBoost与管道滤波器的目标检测模块,和一个有跟踪失败监测机制的基于模板匹配的多尺度跟踪模块。经过测试,该算法对边长11~31像素大小的指定类型的红外小目标取得了较好的检测效果,目标跟踪模块对于目标的尺度变化,快速运动,遮挡有较高的鲁棒性,算法中的跟踪失败监测机制在检测到跟踪异常的情况下能重新调用目标检测算法找回目标,经过测试对比,本方法跟踪的精度和速度综合优于主流跟踪算法,并且能够在弹载平台上实时运行。     

Thermal state calculation of chamber in small thrust liquid rocket engine for steady state pulsed mode

This paper presents a method of thermal state calculation of combustion chamber in small thrust liquid rocket engine. The goal is to predict the thermal state of chamber wall by using basic parameters of engine: thrust level, propellants, chamber pressure, injection pattern, film cooling parameters, material of wall and their coating, etc. The difficulties in modeling the startup and shutdown processes of thrusters lie in the fact that there are the conjugated physical processes occurring at various parameters for non-design conditions. A mathematical model to predict the thermal state of the combustion chamber for different engine operation modes is developed. To simulate the startup and shutdown processes, a quasi-steady approach is applied by replacing the transient process with time-variant operating parameters of steady-state processes. The mathematical model is based on several principles and data commonly used for heat transfer modeling: geometry of flow part, gas dynamics of flow, thermodynamics of propellants and combustion spices, convective and radiation heat flows, conjugated heat transfer between hot gas and wall, and transient approach for calculation of thermal state of construction. Calculations of the thermal state of the combustion chamber in single-turn-on mode show good convergence with the experimental results. The results of pulsed modes indicate a large temperature gradient on the internal wall surface of the chamber between pulses and the thermal state of the wall strongly depends on the pulse duration and the interval.     

提高小管径频差法超声波流量计测量精度的数理分析

小管径频差法超声波流量计的测量精度受各种因素的影响,因而获得较高精度比较困难。本文对影响小管径频差法超声波流量计测量精度的多种因素进行数理分析。在此基础上结合多年研制该流量计的实际经验,提出提高测量精度的措施及其方法。     

高精度星间基线测量方法探讨

针对小卫星分布式雷达星间基线测量的高精度需求,提出了无线电和激光组合测量方法。无线电测量既能引导激光测量系统,又能实现星间通信。该组合方法精度高,且符合星间测量、通信、时间频率同步一体化设计要求。     

小突片对收敛喷管推力特性的影响研究

针对收敛喷管,在近临界状态及超临界状态下,实验研究了加装小突片后对飞机发动机尾喷管推力特性的影响,并探讨了小突片堵塞比、小突片后倾角度,以及片数等因素的作用.结果表明,小突片对收敛喷管的推力特性有明显的影响,并且小突片所造成的推力损失基本上随小突片的堵塞比增加而增加.在实验范围内,小突片堵塞比每增加1%,所造成的推力损失在0.63%~1.35%之间,对超临界状态,可认为大约增加0.8%.      

小卫星星务管理技术

阐述了第三代星上测、控、管系统 (星务系统 )的基本设计思想 ,它是基于现场控制、内嵌式微控制器和星上现场网络等概念开发的一项卫星新技术。该项技术实现传统卫星上的系统功能集成 ,具有全数字化、全网络连接、全分散式和在线组态的特点。该文给出星务系统与过去星上测控系统相比的最大两个概念跳跃 :内嵌式 ,整星全网络化。星务系统构成了一种星载柔性服务系统 ,用现场网络来协调、控制星上智能设备的相互联系 ,完成包括信息流、动作流、能量流的动态作业 ,可以在线下载任务和在线整定参数 ,改变传统卫星测控系统接口层的封闭性和专用性 ,实现星上设备“即连即用”。这就是构成星上集成电子学系统一体化的关键 ,构成“平台化”的核心。按星务系统技术设计 ,可以提高整星级可靠性和运行功能有效性 ,并可以加快研制进度和降低开发成本。该文还指出了星务系统和数管系统的不同 ,CAN总线和 15 5 3B的不同