摘要：近代工业控制系统和航空航天控制系统正日趋复杂,系统中任一元部件的失效都可能使系统性能降低甚至造成重大事故,因此,系统的故障检测与诊断(FDD)技术是至关重要的.以解析冗余为主导的故障诊断技术是从本世纪七十年代初首先在美国发展起来的,过去的20多年里,基于控制工程理论的FDD已经取得了相当进展,如Kalman滤波、观测器、参数估计和一致空间法等.但就这些技术在应用方面,尚有不少问题,其中,一个重要的问题就是要求实际系统有精确的数学模型,由于实际系统往往存在模型的不确定性,导致了这些方法的不实用性.为了克服这些问题,基于使残差对干扰的灵敏度达到最小,而对故障的灵敏度达到最大的设计原则的鲁棒诊断技术便发展起来了,这包括未知输入观测器、特征结构配置、频率技术(H_∞)和多观测器函数的极小化等故障诊断方法,但这些方法通常是比较复杂的或受一定非线性的限制,在实际应用中遇到了许多难以逾越的障碍.建立在数学模型基础上的故障诊断方法,面临着空前的挑战。

摘要：通过在航天器热控系统用的某型液体传热工质中添加铜纳米粒子 ,研制一种新型航天用传热冷却工质 -纳米流体 ;分别运用瞬态热线法和 NXE- 1型粘度计测定了不同纳米粒子体积份额配比的纳米流体的导热系数和粘度 ,分析了纳米粒子体积份额、温度等因素对纳米流体导热系数和粘度的影响 ,实验结果表明 ,在液体中添加纳米粒子 ,显著增加了液体的导热系数和传热性能。

摘要：考虑到离轴三反系统内部结构和光路的复杂性,直接分析离轴三反系统内部各反射镜的偏转误差对视轴的影响难度较大。因此,提出一种将离轴三反系统模型简化为单反射系统模型来进行分析的方法,并在该模型的基础上建立离轴三反系统视轴偏转误差的计算公式。最后,利用Zemax软件创建离轴三反系统模型,通过变动反射镜位置来模拟系统视轴的变化,并得到成像点的坐标,再将得到的像点坐标代入计算公式求解出系统视轴的转动量。通过结果对比,求解出视轴的转动量相对于仿真的最大误差不超过4%,验证了基于单反射模型建立的理论分析方法的正确性。

摘要：硬X射线调制望远镜(HXMT)卫星具有在轨姿态任意无固定对地面、持续高精度系统时间要求等特点,常规的统一S频段(USB)测控设计和全球定位系统(GPS)接收系统设计难以满足卫星需求。文章提出了高全向覆盖的USB测控系统与基于射频合路方案的星载全空间可见的GPS接收系统方案设计及验证方法,介绍了测控分系统设计、技术特点,并给出了地面和在轨测试验证结果。以较低研制成本,简单的在轨测控实施需求,实现了任意对地姿态条件下卫星USB子系统的可靠测控和GPS子系统的在轨连续可靠定位。

摘要：将有限元法和GHM法相结合 ,给出了建立主动约束层阻尼 (ACLD)板结构动力学模型的新方法。建模时 ,考虑到粘弹材料 (VEM )的纵向位移影响 ,采用GHM方法描述VEM的本构关系 ,解决了VEM的力学特性随温度和频率变化的难点 ,避免因VEM的复杂本构关系而产生的微分积分方程。算例表明本文给出的建模方法是准确的 ,A CLD结构能够有效控制结构振动。

摘要：具有强迫流动的航天器密封舱在地面模拟试验时常用降压法来抑制自然对流的影响 ,但降压比的确定往往取决于一些未知参数 ,这些参数的不确定使得自然对流的抑制效果难以保证。该文提出了一种通过数值模拟验证来确定降压比的方法 ,以某航天器密封舱为原型 ,通过直接对在轨飞行和不同舱压地面状态进行数值模拟 。

摘要：考虑到月球探测器着陆过程变推力发动机工作可能引发羽流热效应,通过差分求解N-S方程与直接模拟蒙特卡洛(DSMC)耦合的方法,针对探测器变推力发动机羽流的连续流区与稀薄流区进行了数值模拟,获得了着陆过程不同状态探测器表面的羽流气动热流密度分布,分析了探测器在不同高度及坡度受到的羽流热效应,研究了探测器因落月惯性与发动机延时拖尾等特殊工况羽流气动热的影响程度。数值模拟结果表明,探测器受到的羽流气动热影响总体随着发动机出口与月面间距离减小而急剧增强,随着距离减小至0.434 m,热流密度最大值为429 kW/m^(2),而且月面坡度对羽流热效应有减弱作用。研究结果可为探测器关机策略的制定提供支撑,为探测器关键部位的热防护提供输入,为探测器整体的设计优化提供服务。

摘要：随着环路热管应用领域不断扩展,其可能在各种姿态下运行,包括重力辅助姿态。对环路热管在重力辅助姿态下的稳态运行规律和特性进行了实验研究,并同平放及反重力条件下的运行特性进行了比较。通过实验可得出,在重力辅助姿态下,环路热管存在两种驱动模式,即重力单独驱动模式和毛细力与重力共同驱动模式。当热载荷较小时,环路热管工作在重力单独驱动模式,蒸汽管线内为气液两相工质,回流液体对储液器的冷却作用加强,运行温度明显低于平放及反重力条件下之值,热导显著增大;当热载荷大于某一临界值,环路热管工作在毛细力与重力共同驱动模式,蒸汽管线内为单相蒸汽,运行温度同平放及反重力条件下之值基本一致。最后,从环路热管系统压力平衡和储液器能量平衡的角度对上述实验现象进行了解释和分析。

摘要：基于所提出的虚拟滚动体的思想,阐述了超声波减摩的实质。设计了一种新型超声马达,借助ANSYS有限元分析软件对其进行了振型分析,并对本样机进行了试验,利用MATLAB进行了运动仿真。说明在两运动体的一方加入超声波,形成的虚拟滚动体可以使其摩擦降低。

摘要：以某型号航天器热平衡试验为工程应用背景 ,采用理论分析、仿真研究和实验研究相结合的方法 ,建立了红外加热笼和热流计的动态数学模型 ;在此基础上 ,讨论了利用红外加热笼作为热流模拟元件 ,绝热型热流计作为测量元件 ,模拟航天器在轨飞行时表面到达热流密度瞬态变化的方法和技术。