一种小样本和小失效数系统可靠性分析方法

根据小样本和小失效数系统的特点，以及可靠性分布函数和参数估计的不确定性和模糊性，提出了一种可靠性分析方法。采用指数分布族，通过分析最少和最大失效数两种最极端状态，确定中间状态的备选点，运用最小平方差原理进行逐个筛选，并给出了算法流程。分析结果表明，计算值与实际观测值较为吻合。该方法可使系统可靠性的估计精度有较大提高。     

现代小卫星发展概述

为了区别早期发射的小型卫星，目前的小型卫星统称为现代小卫星。这种卫星在“沙漠惊雷”，“沙漠之狐”和北约空袭南联盟的战争中起到了异乎寻常的作用。简要分析了现代小卫星的概念、发展前提，发展趋势和模式等，并对发展小卫星提出了自己的见解。     

刚弹性复杂系统在重力场中的定点转动

本文研究了轴对称刚－弹系统在重力场中的定点运动。首先利用模态分析方法将偏微分方程转化为常微分方程组，然后引进小参数将藕合的长周期运动和短周期运动分离。得到了这个非线性刚弹藉合系统的一次近似解，并利用它研究了刚－弹系统运动特性。     

空间小推力发动机推力室喷注器的设计与身部冷却问题

介绍了空间小推力双组元液体火箭发动机推力空头部喷注器设计的某些特点和身部冷却的一些问题，具体地讨论了几种喷注器设计方案和简述了身部液膜／辐射冷却的机制，并给出某些情况下估算壁温的方法。     

国内外遥感卫星发展现状

文章叙述了遥感卫星的发展背景以及在实际应用中的重要意义,并就气象卫星、资源卫星、海洋卫星等几种典型的遥感卫星详细介绍了国内外发展现状。     

编队飞行卫星群构型保持及初始化

导出了基于相对轨道要素的编队飞行卫星群轨道相对运动控制的轨道机动方程；提出了编队飞行卫星群轨道相对运动控制的轨道机动控制策略，利用不同方向的脉冲控制相对运动的轨道参数，包括轨道平面内机动和轨道平面外机动控制。根据相对轨道要素的变轨机动控制，进行编队飞行卫星群构型的初始化。这样的构型初始化可以视作一次特殊的变轨机动控制，很容易实现编队飞行构型的初始化机动。     

气膜孔内置扰动条作用下的射流-横流流场

为改善气膜冷却效率,提出了在倾斜气膜孔前缘内置扰动条的结构。通过与典型的圆柱形气膜孔流场的对比研究,总结出内置扰动条对流场的影响规律。研究结果表明,在射流-横流流场中,内置扰动条减小了射流向主流的穿透,使反向旋转涡对向壁面靠拢,穿透顶点下移;扰动条使下游反向涡对的强度增大;随着吹风比的增大,气膜孔下游同一位置处的流向涡强度增大,这一方面增加了主次流的相互掺混,另一方面也增大了流体沿展向的相互掺混。     

基于加速度计和角速率陀螺的超小无人直升机姿态控制系统

设计了一种基于加速度计和角速率陀螺的超小型无人直升机姿态控制系统;由卡尔曼滤波算法融合加速度计和陀螺数据,实时估计最优的直升机姿态信号;根据最优的姿态反馈信号,飞行控制系统采用参数自整定的模糊PID控制方法得到舵机控制信号,从而实现了超小型无人直升机的姿态控制。     

双喷管差动式小推力测量装置的设计与分析

为了研究喷管型面对小推力火箭发动机推力性能的影响,设计并建设了双喷管差动式小推力测量装置及其附属设备.在测量装置中,基准喷管和待测喷管同轴反向设置,通过测量结构应变来直接测量两个喷管的推力差.对测量装置进行了简化模型理论分析,导出其灵敏系数理论公式.依据该公式进行关键参数设计,确定合理的灵敏系数,指导试验系统设计,以保证测量精度.验证性试验表明测量装置可以测量牛级推力差,标定曲线线性较好,以基准喷管推力作为比较对象,推力差的相对扩展不确定度为0.5％.推力差与基准喷管推力的比值越小,以基准喷管推力为比较对象的相对测量不确定度越小.测量装置可以用于小推力火箭发动机喷管性能分析及优化的试验研究.     

一种测量跨声速多级压气机转子出口二维流场的方法

为了获得小型压气机设计所急需的关键流场信息,发展了一种基于圆柱单孔高频压力探针测量小型轴流压气机级间动态流场的测量方法.该探针测量原理基于圆柱绕流特性,借助高速锁相采集技术,利用旋转探针多角度法实现级间动态流场测量.采用插值和拟合对测量的数据进行处理,从而获得级间二维定常流场.误差分析表明,该探针测量精度较高,偏转角误差小于1.8 °,马赫数、总压和静压的极限误差分别为3.4％,0.94％和3％.将该高频探针应用于某小型跨声速3级轴流压气机,测量结果表明:85％叶高至机匣范围内,总压和马赫数明显要比叶根低得多,气流出现明显过转.这些测量结果为优化该压气机级间匹配指明了方向,验证了该高频压力探针测试技术的工程应用价值.