利用6S进行月光条件下遥感器信号模拟研究

以太阳为光源的卫星遥感器,可以采用6S或MODTRAN等辐射传输计算软件对其入瞳处的辐亮度进行计算。而在微光或月光条件下,遥感器是对观测目标反射的月亮辐射进行遥感观测,因此在进行辐射传输计算时需要代入月球的辐照度数据。可以利用已公布的月球表面反射率和已知的大气层外太阳辐照度来计算月球辐照度,并对6S辐射传输计算进行适当的修改进行计算。通过对月球辐照度计算原理进行了详细的描述并计算得到了波长在0.250μm~1.500μm范围内的月球表面辐照度,并给出了一个宽波段遥感器的微光动态范围。     

电致动聚合物致动器材料及放大结构综述

为满足航天应用的需要,本文对EAP材料研究情况和它们典型的压电致动器放大结构发展趋势进行了综述。首先比较了干湿EAP材料的特性,提出了应用中需要注意的一些问题;其次,以典型的压电致动器放大结构为例,分析了其优缺点,强调了一些新颖的概念。最后指出,为克服航天应用中EAP致动器力和行程的限制,需要根据实际应用从材料和放大结构两方面展开深入研究。     

回流式转轮除湿器热湿交换模型及数值模拟

建立了转轮除湿器的传热、传质数学模型并进行计算机数值模拟.将回流式除湿器与无回流除湿器进行了除湿性能对比.在给定除湿器参数基准条件下,再生气质量流量在0~1.5 kg/(m2·s)范围内增加时,被处理气流出口含湿量下降较明显.此时应用回流对除湿有利.当再生温度小于450 K时,被处理气出口平均含湿量随着再生温度的增加而下降很快;当再生温度大于450 K时则下降很慢.计算结果为除湿器的优化设计提供依据.      

检定几何量仪器标准器组测量不确定度评定

以标准线纹尺、小量块组、多面棱体、刻线样板、标准半圆球、渐开线样板检定／校准几何量光学仪器时,标准器组的测量不确定度评定。     

直接扩频通信系统中最小误码率准则下的特征相消器

首先研究最小误码率准则下的特征相消器,再由最小化误码率（MBER）准则和约束条件的最小均值输出能量（MMOE）准则之间存在的关系,将MBER准则下特征相消器的设计转化为约束条件的MMOE下的干扰抑制器的设计,并利用子空间跟踪算法实现MMOE准则下的干扰抑制器。仿真表明,采用子空间跟踪算法比同准则下的RLS算法有更低的计算量和更好的抗干扰效果。     

一种新型微型杆式超声电机及其驱动原理

提出了一种新型微型杆式超声电机,并对该杆式电机的驱动机理进行了仿真。该电机采用两段金属柱体压紧5片压电陶瓷片作为定子。该定子结构和压电陶瓷片的布局方式可以提高其机电转换效率。为尽量减小定、转子之间的径向滑移以提高摩擦传动效率,电机采用了柔性转子,对原理样机及其微型驱动器进行了性能实验。电机的外径为9mm,长度为15mm,重3.2g。当电机工作在杆式定子的一阶弯曲频率(72kHz)附近时,电机实测最大转速为520r/min,最大输出力矩为4.5mN·m。实验结果表明,该电机具有良好的稳定性,利用频率自动跟踪技术对电机转速进行闭环控制,可以将其转速波动稳定在3%之内。     

纯模态试验中的作动器/传感器优化配置

基于有效独立法,研究了逐步消减法在纯模态试验作动器/传感器优化配置中的应用。对一给定自由度的结构系统,由系统的模态动能可得系统的F isher信息阵。在优化过程中,根据F isher信息阵可得到各自由度节点所对应的E fI值,由E fI值的大小来确定每次要删除的作动器/传感器。在逐步消减的过程中,把E fI的值表示为一个矩阵的形式,使得优化过程清晰明了,提高了优化效率。最后,通过对一个20自由度的离散悬臂梁的激振器布设进行优化,验证了本文方法的有效性。     

某型航空发动机启动转速低故障分析与排除

某型发动机在试车过程中发生启动转速低故障,针对此故障,对发动机启动系统进行分析、检查,最终排除了故障。     

基于ARJ21-700飞机飞控不派遣故障的优化建议

针对某航ARJ21-700机队飞控不派遣故障数据进行统计和分析,提出对飞行控制系统的优化建议,旨在帮助飞机制造商改进系统设计,优化系统逻辑,提高飞机的可靠性和签派率。     

鸟撞试验弹托脱壳过程模拟与试验验证

为避免在航空发动机风扇鸟撞试验中弹托在剥离时发生破损而导致其碎片飞入试验舱,开展了鸟撞试验脱弹过程的冲击动力学研究。采用LS-DYNA动力学仿真软件对鸟撞试验中弹托与脱弹器撞击过程进行了数值仿真分析。考虑到脱弹过程中材料高应变率的影响,应用Johnson-Cook材料模型描述了弹托和脱弹器的本构关系,采用有限元分析获取了弹托的变形、位移、应力、动能等参数的变化过程。采用压缩空气炮进行了鸟弹发射,并将弹托变形的仿真结果与试验结果进行了对比。结果表明：弹托变形的仿真结果与试验结果相差4.4%,证明仿真方法有效;在脱弹过程中弹托前端会张开,产生喇叭口状变形;弹托中后部的应力水平始终保持在80 MPa以下,不会因冲击作用发生破损而导致其碎片飞入舱体。