太阳能飞行器设计域分析和总体设计方法

根据太阳能飞行器单点设计过程的特点,总结出太阳能飞行器的控制方程组,即升重平衡、推阻平衡和能量平衡方程。针对能量平衡的特点,将其分成全天能量闭环和夜间能量闭环,并就上述两个能量闭环分析太阳能飞行器的翼载荷设计边界,研究了由两个能量闭环所形成的翼载荷设计域,探讨了影响翼载荷设计域的参数敏感程度。进一步,基于翼载荷可行设计域提出了一种太阳能飞行器总体设计方法,并通过算例论证了该方法的有效性。本文工作对太阳能飞行器的设计过程有指导意义。     

大气环境监测卫星宽幅成像仪高性能碲镉汞红外探测芯片

宽幅成像仪(WSI)是大气环境监测卫星中的主要载荷之一,可以提供从可见光到长波红外的地球环境成像遥感数据。宽幅成像仪中搭载了从1.3~12.5 μm红外波段进行探测的8个波段碲镉汞红外探测器,各波段采用窄带滤光片进行分光,8个波段的碲镉汞探测器封装在短波、中波和长波3个组件中。本文中对8个波段的碲镉汞红外探测器进行了概述,内容涵盖了探测器的设计思想、制备工艺和测试方法,最后给出了目前在轨运行的高性能探测器组件的探测率性能和响应光谱,同时与各波段器件的探测率指标进行了对比。     

太阳能无人机能源系统的多维耦合建模

针对太阳能无人机能源系统建模的耦合性考虑不足、能量流动过程描述不全面等问题,将外部大气环境、无人机的姿态角度等不同维度下影响能源系统运行的多个因素纳入到建模过程中,先后给出了非均质大气环境模型、无人机运动模型、电机模型、减速器模型、螺旋桨模型、光伏电池模型和蓄电池模型的建立过程,并建立了各模型间的耦合关系,得到反映非均质大气环境下、动态飞行行为的太阳能无人机中能量流动的耦合模型。仿真结果表明：该模型可以完整的描述外部大气环境和无人机飞行姿态对无人机发电功率以及动力负荷功率的影响等耦合作用,适合用于仿真分析和地面半实物仿真平台的搭建。     

临近空间太阳能无人机增升减阻技术综述

临近空间太阳能无人机是介于航空器与航天器之间的特殊飞行器。受太阳能电池的光电转换效率和储能电池能量密度的约束,提升临近空间太阳能无人机气动效率和螺旋桨推进效率是保证该类型无人机平台任务执行能力、具备永久飞行能力的重要技术途径。然而低雷诺数效应给全机增升减阻技术攻关和节能降耗的设计目标带来了严重困难和挑战。针对这一问题,本文从翼型设计、气动布局设计、螺旋桨/机翼气动耦合设计、流动控制技术、螺旋桨增效设计5个方面调研了临近空间太阳能无人机增升减阻技术的研究现状,梳理了现有增升减阻措施的技术路线,分析了不同增升减阻方法的优势与不足,最后针对临近空间太阳能无人机增升减阻技术的发展趋势给出了建议。     

空间太阳能电站技术的可行性研究

简要介绍世界空间太阳能电站的太阳发电卫星／太阳能发电（ＳＰＳ／ＬＳＰ）系统两种设想及相关技术的可行性研究与发展情况。总体说，实现空间电站所需无线电能传输技术（ＷＰＴ）、太阳电池技术及空间技术已基本成熟，可望于下世纪初建立初步的空间太阳能发电系统。     

基于扰动跟踪法的单相两级式光伏并网逆变器研究

两级式单相逆变并网装置拥有单独控制、效率高等特点.针对并网光伏系统中的两级单相逆变装置展开研究,此逆变装置两级由Boost直流变换装置与逆变装置组成.Boost直流升压装置实现最大功率点追踪,逆变装置实现并网逆变操作.最大功率点控制采用扰动追踪法,该控制与并网逆变控制彼此独立、互不影响.Matlab实验仿真及实物平台试验均证实了该策略的实用性.     

高空太阳能无人机飞行动力学建模与分析

高空长航时太阳能无人机的机翼是超柔性结构,在飞行中气动弹性变形体现了几何非线性特征,并与飞行动力学响应耦合,从而改变无人机的飞行特性。基于哈密顿原理,对柔性无人机进行了动力学建模,计算了不同装载时无人机的配平状态,并对飞行动力学特性进行了分析。结果表明,由于弹性变形和集中载荷的影响,无人机的短周期频率减小且阻尼增大,长周期运动与结构变形运动发生耦合,导致长周期的阻尼减小。     

建筑物表面光伏组件最佳铺设方案的研究

对不同情况下建筑物屋顶及外墙表面铺设光伏电池进行研究。采用启发式算法进行电池性能的优劣评价,采用模糊规划,作出铺设电池的初步判断。以光伏电池每平方米利润最大为目标采用贪心算法选择需要铺设的电池,并配合矩形排样中最低轮廓线法对光伏电池的安放进行优化,从而得到利润最大的组合。利用多维线性规划对逆变器进行选择,通过成本—收入—利润模型对选配逆变器之后的最终利润进行进一步优化。     

Earth-moon Trajectory Optimization Using Solar Electric Propulsion

The optimization of the Earth-moon trajectory using solar electric propulsion is presented. A feasible method is proposed to optimize the transfer trajectory starting from a low Earth circular orbit (500 km altitude) to a low lunar circular orbit (200 km altitude). Due to the use of low-thrust solar electric propulsion, the entire transfer trajectory consists of hundreds or even thousands of orbital revolutions around the Earth and the moon. The Earth-orbit ascending (from low Earth orbit to high Earth orbit) and lunar descending (from high lunar orbit to low lunar orbit) trajectories in the presence of J2 perturbations and shadowing effect are computed by an analytic orbital averaging technique. A direct/indirect method is used to optimize the control steering for the trans-lunar trajectory segment, a segment from a high Earth orbit to a high lunar orbit, with a fixed thrust-coast-thrust engine sequence. For the trans-lunar trajectory segment, the equations of motion are expressed in the inertial coordinates about the Earth and the moon using a set of nonsingular equinoctial elements inclusive of the gravitational forces of the sun, the Earth, and the moon. By way of the analytic orbital averaging technique and the direct/indirect method, the Earth-moon transfer problem is converted to a parameter optimization problem, and the entire transfer trajectory is formulated and optimized in the form of a single nonlinear optimization problem with a small number of variables and constraints. Finally, an example of an Earth-moon transfer trajectory using solar electric propulsion is demonstrated.