中国空间太阳能电站已处试验阶段

正全国人大代表、载人飞船系统总设计师张柏楠"两会"期间向记者透露,中国航天科技集团公司五院"钱学森空间技术实验室"团队已开展太阳能电站具体研究工作,目前正处于研究试验阶段。空间太阳能电站是指在太空中将太阳能转化为电能,通过无线能量传输方式传输到地面,或是直接将太阳光反射到地面、在地面进行发电的系统。该系     

OMEGA型空间太阳能电站聚光系统设计

空间太阳能电站聚光系统的尺度在千米级,聚光系统的方案设计涉及光、机、电、热及控制等多个学科。现有的空间太阳能电站聚光系统的设计方案不同程度上存在太阳光收集效率低、收集功率波动大、聚光系统质量高、控制系统复杂等不足。因此,需要综合考虑各种因素,提出高效、稳定、轻质和控制简单的聚光系统设计方案。文章对SSPS-ALPHA方案的聚光系统作了深入分析,并基于与 ALPHA方案相同的能量传输假设,针对ALPHA方案的不足提出了一种新的聚光系统设计方案,称之为 SSPS-OMEGA方案。通过比对分析,在与ALPHA聚光方案相同收集功率的前提下,OMEGA聚光方案不仅可以高效、稳定地收集太阳光,而且 OMEGA方案的功率质量比比ALPHA方案提升了31.68％。     

再入飞行器末端能量管理段纵向剖面优化方法

摘要： 对于轨道再入飞行器,根据各阶段飞行特性和任务的不同被分为初期再入、末端能量管理以及进场着陆几个阶段.本文提出一种末端能量管理段航程及纵向剖面优选方法,通过对不同的初始航程和纵向剖面进行递推,以阻力板控制裕度最大为优化目标,选出最适应飞行器升阻特性的航程以及相应的高度动压剖面.考虑初始状态误差及气动特性偏差条件下的六自由度仿真验证所设计的纵向剖面的鲁棒性.     

舰尾流影响下的舰载机着舰控制与仿真研究

舰载机着舰时处于“低速大迎角下滑”的飞行状态,飞机的操纵性下降,加上舰尾雄鸡尾流的干扰,如果不能很好地控制很可能造成着舰失败。搭建考虑高度影响的舰载机着舰动力学模型,从“力与运动的动态关系”和“能量转换”两个角度进行舰载机着舰过程物理机理的研究,并利用模糊PID控制器的快速收敛能力对比分析迎角、速度和高度三个反馈量,升降舵和油门杆两个控制量,共六个控制通道的控制机理和内在关系,得出它们的优劣势和适用情况。进行有风扰动下的控制仿真及分析,筛选出油门杆高度反馈PID控制器作为舰尾流扰动下的控制系统,仿真结果验证了该控制器的有效性。     

风云三号E星中能质子探测器标定

风云三号E星搭载的中能质子探测器实现了风云三号系列卫星首次对辐射带中能质子进行多方向的测量。中能质子探测器实现了对九个方向的测量能量范围为0.03～5 MeV的中能质子能谱的测量。为确定中能质子探测器的实际性能,在仪器交付前,利用中国科学院国家空间科学中心的中高能电子加速器,对中能质子探测器的能量分辨率,相对响应效率曲线、不同方向探头测量一致性以及抗电子污染能力进行了标定。文中介绍了仪器的标定场所、标定内容,并对标定的结果做了分析。其结果显示,仪器的能量分辨率为6.50%@310 keV,各测量一致性偏差优于1.51%,电子在仪器内产生污染计数的概率低于1%。该结果为中能质子探测器在轨运行时数据的分析处理提供了重要的参考依据。     

基于多尺度指定元分析的多故障诊断方法

主元分析(Principal component analysis,PCA)固有的模式复合效应使得多尺度主元分析(Multi-scaleprincipal component analysis,MSPCA)仍无法做故障模式辨识,且各尺度上和重构后数据分别建立PCA模型的计算量非常大。本文建立一种多尺度指定元分析(Multi-scale designated component analysis,MSDCA)方法,将具有明确物理意义的指定模式作为多尺度空间中观测数据和重构后观测数据的统一投影框架,旨在解决MSP-CA在多尺度空间中仍无法进行故障模式辨识的不足,并避免其在各尺度上需分别建立不同统计模型的繁琐性,同时可改进单尺度指定地分析(Designated component analysis,DCA)方法的诊断性能。仿真结果表明了该方法的有效性。     

提高水反应金属燃料能量性能的理论分析

采用最小自由能热力计算方法,计算了不同配方水反应金属燃料的能量性能,分析了粘合剂、氧化剂、高能添加剂、金属的种类及含量对燃料能量性能的影响。计算结果表明:镁基水反应金属燃料的基础上,添加含能粘合剂(聚叠氮缩水甘油醚(PGAP)、聚3-叠氮甲基-3-甲基氧丁环(PAMMO)、聚二叠氮甲基氧丁环与四氢呋喃共聚物(PBAMO-THF))、高能金属添加剂(Al和Mg-Al合金)及增加金属含量均有利于提高燃料的燃温和理论比冲;氧化剂和高能添加剂的种类、氧粘比(氧化剂与粘合剂质量比)对燃料的燃温和理论比冲影响不明显。采用PBAMO-THF,Al分别取代端羟基聚丁二烯(HTPB)和Mg,金属含量由70%提高到80%时,燃料的理论比冲(水燃比φ=3)由4550.5 N.s/kg提高到5451.0N.s/kg。     

飞行器系统参数变化对章动过程的影响分析

研究小卫星发射过程中最末级使用旋转固体火箭发动机时飞行器系统参数变化对其章动效果的影响。考虑了推进剂质量变化引起系统的能量耗散,在欧拉动力学方程的基础上,引入了由于飞行器系统质量变化引起的角动量变化率,得到了飞行器系统的角速度方程与章动方程。把实际飞行器工作过程的参数代入所推导的方程,得到了飞行器的章动放大过程,同时得到了飞行器系统参数变化对章动放大过程的影响规律。计算结果可为飞行器系统的设计提供指导。     

射频离子推力器热特性仿真分析

为了分析射频离子推力器热特性，建立了射频离子推力器整体热模型，基于二维流体模型，对11cm射频离子推力器开展了放电室等离子体仿真，获得了电子温度、电势分布等关键参数；以等离子体仿真结果和实测束电流为输入，获得了各热源的热通量；通过有限元计算获得了关键部组件的温度分布，与实验结果进行了对比分析。研究结果显示：放电室内电子温度约为3.6eV~3.9eV，等离子体电势最高20V，发热损耗主要来自带电粒子轰击放电室壁面和栅极造成的能量沉积、激发原子的热辐射以及射频线圈自身的发热损耗，温度仿真与实测结果一致性良好，最大误差7%，仿真得到的温度分布可以作为输入参数进一步研究栅极受热形变及对束流的影响。     

基于能量特性配方设计专家系统的开发与实现

介绍了用于固体推进剂能量特性配方设计的专家系统(SPES).SPES构造包括了专家知识库、知识查询与获取、性能分析、配方设计、推理机、用户界面及帮助等模块.SPES采用最小自由能数学模型,具有推进荆性能参数预示、数据保密、最大比冲或给定比冲下的配方设计等功能.该系统基于Windows'XP系统,操作简便,可考虑几百种燃气组分,计算参数与实际参数之间的误差可减少到2%之内,一般可达到1%左右,对于固体推进剂及相应固体火箭的研制具有十分重要的应用意义.