玉树地震前的电离层异常现象分析

分析了玉树地震前地基电离层探测临界频率、GPS TEC和卫星探测原位等离子体参量等多个参数的扰动变化信息, 研究了不同高度异常变化的时空关联性. 分析发现, 在地震前一天的4月13日, 多个电离层参量出现同步扰动异常, 电离层临界频率f₀F₂异常相对滑动中值增大40%, 异常空间上存在从震中东南向西南漂移的特性; GPS TEC异常增强15TECU (1TECU=1016m-2)左右, 分布于震中南部经度15°范围内, 且有明显的磁共轭效应; DEMETER观测的原位氧离子密度N_i(O+) 4月13日为1-4月中最强的一天, 异常分布偏向赤道区, 但仅局限在30°-50°左右的经度范围内. 综合三个参量的异常特征发现, 无论是空间的局地性还是时间上的密切关联均反映这次电离层扰动可能与玉树地震孕育有关. 结合其他观测信息, 进一步探讨了这次地震孕育过程的地震电离层耦合机理.      

Small amplitude ion acoustic solitons in a weakly magnetized plasma with anisotropic ion pressure and kappa distributed electrons

The Zakharov–Kuznetzov (ZK) equation is derived for nonlinear electrostatic waves in a weakly magnetized plasma in the presence of anisotropic ion pressure and superthermal electrons. The anisotropic ion pressure is defined using Chew–Goldberger–Low (CGL) while a generalized Lorentzian (kappa) distribution is assumed for the non-thermal electrons. The standard reductive perturbation method (RPM) is employed to derive the two dimensional ZK equation for the dynamics of obliquely propagating low frequency ion acoustic wave. The influence of spectral index (kappa) of non-thermal electron on the soliton is discussed in the presence of anisotropic ion pressure in plasmas. It is found that ion pressure anisotropy and superthermality of electrons affect both the width and amplitude of the solitary waves. On the other hand the magnetic field is found to alter the dispersive property of the plasma only, and hence the width of the solitons is affected while the amplitude of the solitary waves is independent of external magnetic field. The numerical results are also presented for illustrations.     

射线追踪法在球面收敛调节片喷管RCS计算中的应用

结合射线追踪法的原理,利用自主开发的电磁散射特性计算程序,对具有不同尾缘修型的球面收敛调节片喷管进行了数值模拟计算,分别得到了不同喷管内部腔体散射场和喷管出口边缘绕射场的雷达散射截面积(RCS),并且通过计算获得了不同入射方位角上喷管腔体内壁面上的感应电流,通过对感应电流的分析,从本质上解释了RCS的变化规律.研究结果表明:对喷管出口尾缘所采用的修型措施在降低喷管出口边缘绕射场的RCS和改善喷管电磁隐身性能方面效果显著;相对于普通的遮挡算法,射线追踪法将计算周期缩短了21%以上,明显地提高了计算效率;利用感应电流的分析方法能够清晰直观地从本质上解释RCS的变化规律,并且具有较高的可靠性.      

利用并联氙气瓶温差补偿航天器质心偏移的可行性研究

在以往航天器研制中,一般通过增加配重的方式对航天器质心偏移进行补偿.这种质心补偿方式占用了运载火箭承载能力资源,降低了航天器的有效承载能力.针对常规质心补偿方式的弱点,利用电推进航天器上氙气高密度填充的特点,提出了一种通过氙气瓶温度控制对航天器质心偏移进行补偿的方法,减少了航天器配重的使用需求.氙气瓶温差对航天器质心偏...     

高压脉冲电子束的控制及其对焊缝形貌影响

研制出一台150 kV/30 kW高压脉冲电子束焊机,介绍了控制脉冲束流产生的偏压脉冲电源拓扑电路结构及脉冲束流频率、占空比、束流基值、束流峰值的调节控制技术.在0~1 kHz频率范围内,该电源可输出最大幅值200 mA的脉冲电子束束流,且工艺参数调节方便.分别采用脉冲束流与连续束流电子束工艺焊接了1Cr18Ni9Ti奥氏体不锈钢,对不同工艺的焊缝形貌进行了对比分析.与连续束流电子束焊接工艺相比,采用脉冲电子束焊接工艺的焊缝熔深增加,深宽比增大;对于脉冲电子束焊接工艺,占空比给定时,随着束流频率增加,焊接缺陷减少.试验结果表明:脉冲束流频率、占空比是影响焊缝成形的关键工艺参数;脉冲调制方式控制偏压是获得高压脉冲电子束的理想控制技术之一.      

高温磁悬浮轴承励磁绕组制造技术

针对国内外高温励磁绕组存在的缺陷与不足,提出了一种新型的迷宫形励磁绕组结构,首先通过电火花线切割制造出单层迷宫形线圈,并在线圈匝间和层间充分均匀地填充耐高温绝缘材料;然后通过真空钎焊工艺实现多层迷宫形线圈的牢固焊接,最后将焊接成型的多层线圈封装成迷宫形绕组,并应用于单自由度高温磁悬浮轴承试验台中,实现了550℃被悬浮物体近20h的稳定悬浮.研究结果表明:线圈焊缝的高温电阻值小,抗剪切强度满足要求,焊缝的金相组织致密均匀;绕组匝间和层间绝缘性能良好;迷宫形励磁绕组在原理和工艺上是可行的.对高温悬浮试验后的迷宫形绕组内部形貌进行观察后发现封装线圈的高温绝缘材料存在一定的缺陷,有待进一步研究.      

一种卫星双组元推力器羽流热影响分析方法

给出一种分析星上设备受双组元推力器羽流热影响的方法。首先,提取待分析设备三维模型的STL(stereo lithographic)数据;然后,根据STL数据中三角形网格的法向矢量选取有效的三角形网格;最后,利用STL数据和推力器羽流热流场分布函数建立羽流热影响分析模型。不管设备表面能否用解析公式表达,文章提出的方法均能分析推力器羽流对其产生的热影响。     

电子回旋共振离子推力器栅极光学系统的PIC/MCC模拟

为了寻求日益昂贵的电推力器工质氙气的替代品,探讨氩气作为电子回旋共振离子推力器工质的适用性,采用混合PIC方法模拟了氩等离子体在栅极光学系统中输运过程,分析了氩离子束流的聚焦效果、氩等离子体的空间分布和流动特性。结果表明:氩离子束流在已有栅极系统中具有良好的聚焦效果;束流中CEX离子仅占离子总数的万分之一,影响较小;氩气作为工质时,离子喷射速度为75km/s,加速栅极后回流速度为38km/s,与电动力学理论预估值一致。     

电推进静止轨道转移与空间环境分析

针对基于连续电推进的由GTO轨道向地球静止轨道的转移问题,考虑星上自主变轨的计算能力,将轨道转移简化为推力方向固定的两阶段变轨策略,对轨控方向角进行优化.针对电推进轨道转移持续时间长,受空间环境影响较大的特点,对轨道转移过程中卫星穿越电离层、地球辐射带的情况进行分析.最后,进一步探讨了利用远地点高度高于标准GTO的轨道作为初始轨道,用以降低空间环境对卫星影响的可行性.     

Aerodynamic design of tractor propeller for high-performance distributed electric propulsion aircraft

Aiming to maximize the aerodynamic performance of the Distributed Electric Propulsion (DEP) aircraft, a hybrid design framework which focuses on the aerodynamic performance of the propeller/wing integration has been developed and validated numerically. Variable-fidelity modelling for propeller aerodynamics has been used to achieve computational efficiency with reasonable accuracy. By optimizing the aerodynamic loading distributions on the tractor propeller disk, the induced slipstream is redistributed into a form that is beneficial for the wing downstream, based on which the propeller blade geometry is generated through a rapid inversed design procedure. As compared with the Minimum Induced Loss (MIL) propeller at a specified thrust level, significant improvements of both the lift-to-drag ratio of the wing and the propeller/wing integrated aerodynamic efficiency is achieved, which shows great promise to deliver aerodynamic benefits for the wing within the propeller slipstream without any additional devices.