网电空间认知电子战技术

首先探讨了网电空间与认知电子战的内涵与联系,阐述了认知电子战属于网电对抗领域的观点,即认知电子战通过学习、评估、决策的融合,构建信息对抗的闭环,进而引导网电空间内的感知与攻防;随后,结合认知电子战技术发展现状、趋势以及闭环的特点,提出了一种适用于战场网电认知的信息对抗平台架构,分析了平台功能需求与关键技术;最后,展望了研究成果在网电对抗中的应用前景。     

脑物理学中脑电位分布计算式的收敛性分析

脑物理学中,正向问题是指:已知脑电信号源的位置, 通过脑电位分布计算式来预测头皮上任一点处产生的电压.首次对三层同心球壳模型单偶极子源头皮电位分布计算式进行坐标变换, 得到任意偶极子在头皮上任一点处产生的电压值计算公式, 从数学角度给出了其收敛性的分析和证明.同时代入数据, 用数据进一步对它的收敛性作出验证, 并判断了其收敛的级数.因此, 可以用有限级数在一定误差范围内代替无穷级数, 从而求出头皮上的电位分布.为公式的实际应用提供了理论支持, 也为通过头皮电压来预测信号源在人脑中的定位问题提出了有效的解决方法, 具有较大的实际应用价值.     

分布式涵道风扇喷流对后置机翼的气动性能影响

以分布式电推进（DEP）垂直起降（VTOL）无人机（UAVs）为研究背景,采用基于混合网格技术及k-ω SST湍流模型求解雷诺平均Navier-Stokes （RANS）方程的多重参考系（MRF）/动量源方法（MSM）,对分布式涵道风扇-机翼构型的喷流气动特性进行了高精度准定常的数值模拟。通过对涵道单元/涵道-机翼的实验验证了零来流条件下数值计算方法的可靠性和高效性,进而对分布式涵道风扇-机翼构型的气动优势进行了分析讨论,最后对分布式涵道风扇的转速、间距、涵道风扇旋转方向等因素进行了数值模拟。研究表明：相比于单个涵道风扇,分布式涵道风扇通过喷流的耦合作用大大提升了机翼的气动特性;分布式涵道风扇不同转速的喷流对截面翼型的压力分布和周围流场的速度分布影响具有一定的相似性,但具体数值随转速变化;分布式涵道风扇间距的增大会改善涵道风扇单元的拉力特性,机翼的气动特性会随之降低;涵道风扇合理的旋转方向不仅会使得下翼面喷流区域的高压过渡更加平缓,静压数值更加连续,而且内侧涵道风扇也会被外侧喷流所激励,对机翼的升力特性产生更好的诱导效果。     

全电推进卫星全球首发:六大关注点

<正>2015年3月3日,美国太空探索公司(Space X)的猎鹰-9(Falcon-9)火箭携带美国波音公司(Boeing)研制的两颗全电推进卫星(A l l-e l e c t r i c p r o p u l s i o n satellite)—亚洲广播卫星-3A(ABS-3A)卫星和"欧洲通信卫星115西B"(Eutelsat 115 West B)卫星升空。全电推进卫星的概念由波音公司于2012年最早提出,波音公司的BSS-702SP全电推进平台一经推出即获得了4颗卫星订单,采用波音公司的专利技术以一箭双星的方式发射,从而引领了全球全电推进卫星的发展浪潮。此次发射的亚洲广播卫星-3A卫星和"欧洲通信卫星115     

电推进真空热环境试验研究现状及关键技术

电推进是空间任务的重要推进手段,也是急需发展的空间技术之一。为了评价电推进装置的有效性和可靠性,需要在地面开展各种验证试验,其中有热环境试验。文章对电推进装置的热环境试验技术发展现状进行了跟踪研究,结合国外热环境模拟设备的研制使用情况,梳理出热环境试验相关的关键技术,就我国电推进热环境试验技术和试验设备提出了发展建议。     

航空燃气涡轮-电混合动力系统关键技术分析

本文介绍了串联式和并联式混合动力系统的基本原理与性能特点,对混合动力的性能优势来源进行了原理性阐述。针对混合动力的系统架构,分析了性能设计、控制系统、电机设计以及热管理方面的关键技术。航空燃气涡轮-电混合动力技术的发展,有可能对传统航空发动机领域产生颠覆性变革。需要打破原有航空发动机热力机械设计思维,将动力系统所涉及的推进、电能以及热管理进行融合设计,推动航空动力系统效能进一步提升。     

平板热管式锂离子电池热管理系统仿真分析研究

锂离子电池是航空混合电推进系统的关键子系统,本文针对基于平板热管的航空锂离子电池热管理方案进行设计与性能评估。针对一款锂离子电池模组进行建模与验证,初步设计平板热管方案并进行仿真分析;在原方案基础上,对平板热管散热翅片进行结构优化设计并开展了实验验证,结果表明：优化后的方案可提高系统对流换热量。以优化后的平板热管为基础,结合航空器高空巡航工况的环境温度,平板热管换热性能将得到进一步提升：电池平均温度可降低10.6℃,降幅达18.83%。与水冷方案相比,平板热管优化方案散热能力与之相当,系统减重30%、能耗降低约63%。     

微型镓场发射电推力器的研制和点火特性

为了满足立方星等微纳航天器对推进系统的需求,研制出中国首台针式微型镓场发射电推力器。通过提高润湿温度解决了真空环境下镓难以充分润湿钨针等问题。实现了推力器的稳定点火,测试了不同润湿温度和不同几何参数下的点火特性。得到了发射电流随润湿温度提高、极间距减小和吸极内孔直径的增大而增大的关系。通过公式计算,给出了不同发射电流下的理论推力。通过电场仿真得到不同几何参数下的电场强度,揭示了几何参数影响发射电流的原因。     

空间极小推力宽范围可调推进技术研究进展

空间极小推力宽范围可调推进技术是高精度航天器重点支撑技术,其性能决定了高精度控制任务的成败.在分析了空间极小推力宽范围可调推进技术内涵的基础上,对典型的宽范围极小推力冷气推进技术、电推进技术进行了国内外研究情况分析.研究分析了空间极小推力宽范围可调推进技术中涉及到的关键技术,如极小推力模型及高精度闭环控制技术、高精度流量驱动控制技术、高精度流量测量技术、高精度极小推力测试技术.对空间极小推力宽范围可调推进技术的发展现状和发展趋势进行了总结,给出了我国空间极小推力宽范围可调推进技术的发展建议.首次全面、系统地对空间极小推力宽范围可调推进技术进行了综述、总结和展望.     

双余度电静液作动器力均衡控制

随着多电飞机技术的发展,电静液作动器(EHA)被更多地用于机载作动系统。双余度电静液作动器(DREHA)更易于实现余度控制,推进EHA在飞机上的应用。本文给出了一种新型DREHA的结构组成,并对其工作原理和固有的力纷争现象进行了分析。理想情况下,通过流量补偿进行修正,力纷争会消失。由于实际系统的参数不可能与仿真模型完全一致,通过人为引入两通道参数误差,复现实际的力纷争。针对上述力纷争现象,基于两通道左右腔压差提出了差值力补偿力均衡控制策略和交叉耦合力均衡控制策略,以减小力纷争。MATLAB和AMESim联合仿真结果表明,本文所设计的力均衡控制器能大大减小力纷争峰值,同时提高系统的响应速度。