薄壁大尺寸铌钨合金喷管精密旋压成形工艺研究

通过对铌钨合金性能的研究,得到了铌钨合金一次旋压最大减薄率,采用变厚度平板旋压毛坯,合理分布两次剪切旋压变形量和各点壁厚变薄率,控制旋压过程,应用仿真软件对翻边成形进行仿真,掌握了薄壁大尺寸铌钨合金喷管精密旋压及翻边成形技术.     

基于微振动隔离技术的平台载荷一体化设计

针对大口径高分辨率相机对卫星平台结构、安装包络、振动环境等方面的要求,提出了一种基于微振动隔离技术的平台载荷一体化设计与分析方法。通过在卫星平台与载荷安装基板之间的一体化结构中增加柔性连接单元,利用系统刚度和能量耦合的原理对一体化结构平台的系统性能进行设计和仿真分析,并在此基础上,开展了平台载荷一体化结构地面模拟试验研究。结果表明：文章提出的基于微振动隔离技术的平台载荷一体化设计在满足载荷安装要求的同时,还能够将卫星平台传递至载荷基板的振动响应衰减80%以上,从而有效地确保载荷的主要性能。     

大长径比卷弧尾翼火箭弹气动特性数值研究

采用CFD方法对大长径比卷弧尾翼火箭弹流场进行了模拟,对比风洞实验数据,验证了数值方法可靠性.对比单个弹体和翼身组合体的气动特性,得到了卷弧尾翼对全弹气动特性的影响.利用正交设计方法,建立以卷弧尾翼6个几何参数为因素的正交数值实验表,得到卷弧尾翼几何参数对各个气动系数的影响.分析零安装角卷弧尾翼在超音速下零度攻角时流场,指出翼面压力分布差异,得到自诱导滚转力矩产生机理,同时分别指出超音速时其随攻角、曲率半径、展弦比和马赫数的变化趋势.     

实现快速轨道大机动的混合制导策略研究

主要研究了在有限推力情况下远程快速轨道交会的制导控制问题,提出了采用速度增益制导结合E制导的混合轨控方案实现两冲量轨道精确交会。通过仿真验证,各方向制导位置控制精度在100 m量级,各方向速度控制精度在m/s量级,2种制导方法能很好地实现交班转换。该方法工程可实现性好,可满足远程快速轨道交会制导要求。     

"地月日大系统"数据集成系统的构建研究

"地月日大系统"数据集成系统,是在"地月日大系统"的系统架构下,从系统论和信息流的角度分析从空间任务规划、部署,到空间观测信息的采集、处理、分析、研究,到研究结果实际应用的整个过程。构建"地月日大系统"数据集成系统,作为开展"地月日大系统"研究的重要工具,对于系统地认识未来空间活动的整体目标和任务,如何开展空间活动,认识空间技术、空间应用、空间科学的协调发展等问题具有重要意义。     

"三大规范"的编制与实施

介绍23所在"三大规范"编制与实施方面的做法,包括如何组织"三大规范"的编制、保证编制质量及在贯彻实施方面的措施等,并对"三大规范"的发展重点作了说明与展望.     

空间用功率MOSFET器件2N7266总剂量

文章针对空间用功率MOSFET器件2N7266进行了60Co源γ射线辐射试验研究。在辐射过程中,采用JT-1型晶体管特性图示仪和计算机控制的摄像机实时监测器件电参数随辐射剂量变化的特征,通过试验研究获得了被试器件阈值电压、漏电流和击穿电压随总剂量变化的特征,得出了被试器件抗总剂量辐射的指标。研究结果可为被试器件在航天器型号的使用提供技术参考依据。     

CM2程控稳流电源电流稳定性的自动化测试

文章将零磁通电流互感器技术应用到了大电流稳定性测试中,从而解决了CM2航天器磁环境模拟设备中的程控稳流电源输出电流稳定性测试的难题,稳定性指标高达10-5/8h。文章简述了零磁通电流互感器技术的基本原理,介绍了采用零磁通电流互感器技术对CM2程控稳流电源电流稳定性进行自动测试的方法,分析了影响大电流稳定性现场自动测试的因素并提出了相应解决方案。     

减小导弹超声速大攻角斜吹力矩的边条布局及其原理分析

针对正常式布局导弹外形,在保证其它气动性能不变的情况下,提出了一种减小超声速大攻角情况下斜吹力矩的边条布局,使该类导弹在大攻角下实现极高机动能力成为可能。以计算流体力学为主要手段,分析了此种边条布局减小斜吹力矩的作用原理,即边条对翼面局部流场的干扰影响了翼面压力的分布与大小,从而使得翼面的滚动力矩降低。
     

捷联惯性/大视场星光组合导航方法研究

近年来,使用星敏感器的导弹、火箭惯性组合导航成为国内外研究的热点.本文对捷联惯性/大视场星光组合导航方法进行了研究,建立了卡尔曼滤波方程,并利用SINS误差转移矩阵方法估计主动段导航误差.数学仿真表明:捷联惯性/大视场星光组合导航方法不仅可以修正姿态角偏差和陀螺常值漂移,还可以对主动段的速度、位置误差有很好的估计效果.