风云三号02星传回首张图像

11月7日上午11时27分22秒,于11月5日成功发射的我国第二代极轨气象卫星的第二颗试验应用卫星风云三号02星经过卫星姿态稳定度等调整,在绕行地球33圈后,打开了星上第一个遥感仪器——可见光红外扫描辐射计的可见光通道,成功进行了对地观测和数据传输。     

“太阳神”2B侦察卫星发射

阿里安5GS型火箭12月18日在库鲁发射了以法国为主研制的“太阳神”2B光学与红外侦察卫星。卫星入700公里近极轨道。“太阳神”2B重4．2吨。与2004年12月发射的“太阳神”2A相同．将使法国及参与该计划的伙伴国意大利、西班牙、     

首颗“先进极高频”卫星抵达运行轨道

2011年10月24日,美国空军首颗＂先进极高频＂（AEHF）卫星在历经14个月的轨道修正之后,终于进入预定运行轨道。该卫星于2010年8月14日搭载宇宙神5火箭从卡纳维拉尔角发射场升空。火箭发射顺利,但在星箭分离后,     

我国极轨气象卫星的发展

介绍了我国极轨气象卫星的现况。提出了由风云三号(FY-3)上午星、下午星和降水测量卫星组成的我国极轨气象卫星对地观测网构想,给出了三种卫星的主要仪器性能指标。讨论了多载荷综合观测,利用微波波段实现全天候探测,提高光谱分辨率,提高空间分辨率,提高仪器的灵敏度、定标精度,发展无线电(GPS)掩星探测,以及发展主动遥感等极轨气象卫星发展趋势。对我国极轨气象卫星的发展给出了气象卫星向对地综合观测发展、遥感探测技术向"四高两全一多"发展、探测方式向主动与被动结合方向发展、遥感应用向高精度定量化发展、发展专用卫星或小卫星阵列等建议。分析了转动部件与太阳阵耦合抑制、高指向精度高稳定度姿态控制、高数据率数据传输、颤振对高光谱成像质量的影响分析及减振、主动微波及可见、红外、紫外谱段高精度地面及在轨定标等实现我国极轨气象卫星发展的关键技术。     

超宽带圆片单极天线的改进设计

基于超宽带圆片单极天线,根据实际应用需求,提出了多环单极天线、波浪边缘圆片单极天线和电阻加载圆片单极天线等改进形式,并用仿真法讨论了不同主要结构参数对天线性能的影响,给出了天线的实物模型和实测性能。结果表明:多环单极天线能在保证性能的前提下提高天线的抗风能力;波浪边缘圆片单极天线有效抑制了高端频率,在民用超宽带频段(3.1～10.6GHz)保持了良好的阻抗特性;电阻加载圆片单极天线可实现天线的小型化。这些天线超宽带性能良好,分别可实现低风载、高频抑制、小型化等不同特性。     

基于PWM控制的开关磁阻电机中低速无位置传感器控制方法

无位置传感器的中低速运行控制是开关磁阻电机研究的难点问题。为实现中低速阶段对转子位置的连续估计,提出一种基于PWM控制的无位置传感器方法。该方法将开通关断角所对应的参考信号与高频三角载波进行交截,并将得到的PWM信号作为不对称半桥功率变换器的开关管驱动信号。通过对PWM信号进行频谱分析可知,该PWM注入方式等效于注入载波频率的高频正弦信号。然后,对电流信号进行滤波及坐标变换处理,解算出连续的转子位置信息。针对电感曲线正弦度不高的问题,通过移相相减的方法消除二次谐波,简化了位置估计过程。该方法无需额外注入高频正弦信号,易于工程实现,并具备高频信号注入法的精度。最后针对一台12/8结构样机,进行了相应的仿真和实验,验证了该方法的可行性。     

增强大推力火箭发动机燃烧稳定性裕度的方法

针对重型运载大推力液体火箭发动机自发激励高频燃烧不稳定性的技术风险,总结和分析了影响大推力液氧煤油火箭发动机燃烧稳定性裕度的因素,主要包括燃烧室声学固有频率、燃烧室结构和喷嘴几何结构。结果表明:发动机喷注器附近的推进剂燃烧区、燃烧室收敛段对燃烧室声学固有频率有较大影响;燃烧室长度为燃烧室直径的0.205倍或0.205的奇数倍时有相对最好的燃烧稳定性;气液同轴式喷嘴长度为燃烧室一阶切向振荡频率的0.5倍时,能传递最大的振荡能量。最后,提出了一种增强燃烧稳定性裕度、避免出现切向振型高频燃烧不稳定性的燃烧室设计方法。     

同轴喷嘴自发激励高频燃烧不稳定性试验研究

为增进对液氧煤油火箭发动机同轴离心喷嘴燃烧不稳定性过程的理解,在大气环境下进行了同轴离心喷嘴的自发激励燃烧不稳定性试验。试验采用单喷嘴敞口模拟燃烧室,高温的氧气和空气混合物从同轴喷嘴的直流喷嘴喷注,高温的煤油蒸气从同轴喷嘴的离心喷嘴喷注。通过逐步改变氧化剂流量使模拟燃烧室内产生自发激励高频燃烧不稳定性,使用脉动压力传感器和黑白高速相机记录稳定和不稳定燃烧工况下的脉动压力和火焰。研究发现：气气同轴离心喷嘴的自发激励高频燃烧不稳定过程呈现“滞后”现象;不稳定工况下的火焰均为脱口火焰,火焰特征长度约等于喷嘴出口到脱口火焰团上沿的距离;气气同轴离心喷嘴燃烧不稳定性的发生原因可以被认为是因混合特征时间与声学特征时间相关。     

极月轨道上太阳电池阵外热流规律分析

准确的月球表面温度分布模型对于开展月球探测具有重要意义. 目前有关月球表面温 度模型还缺乏对完整月球表面温度分布的计算方法研究. 本文建立了一套计算完整月球表面温度的方法, 其中月球阳面温度采用Racca模型直接计算得到; 对于月球阴面, 将其沿纬度方向划分为若干区域, 每个区域的地表土壤采用一维非稳态热传导模型, 根据嫦娥三号着陆器太阳电池阵在轨环月阶段的温度数据, 修正得到月球表面土壤导热系数、密度及比热容, 通过数值计算求解一维非稳态热传导方程, 得出任意时刻月球阴面表面温度随时间的变化. 嫦娥三号着陆器太阳电池阵环月阶段热分析结果与在轨温度符合较好, 初步说明本文建立的完整月球表面温度计算方法正确可行. 基于本文方法计算得到整个月球表面温度分布, 进一步研究了极月轨道太阳电池阵外热流变化规律.      

利用微加工工艺提高空间行波管收集极效率

针对二次电子发射系数对空间行波管收集极效率的影响,通过降低二次电子发射系数的方法,提高收集极的效率。并以无氧铜为例,使用化学刻蚀的方法对无氧铜样片进行表面处理,得到规则微孔阵列结构。使用二次电子发射测试平台对有无表面处理的无氧铜样片进行测量。测量结果显示,经化学刻蚀处理后的样片的最大二次电子发射系数由1.33减小到0.96,二次电子发射抑制效果明显。将测得的两个二次电子发射系数曲线用于空间行波管收集极的模拟设计中。选用已有的3个收集极结构模型,使用模拟软件进行仿真并计算收集极效率。结果表明,3个收集极结构模型的效率分别由原来的80.1%、57.5%、42.1%提高到82.55%、62.6%、59.2%。该结果对于空间行波管收集极的设计具有重要参考价值。