新一代导航卫星电源系统自主管理方法

对新一代导航卫星电源系统的组成结构和工作原理进行了介绍,详细论述了母线控制方式、充电管理方法、电池均衡技术、在轨管理策略等,实现了电源系统高可靠、长寿命的设计目标。     

空间电源系统放电调节器技术的应用研究

结合我国空间电源系统放电调节器技术的发展现状,介绍了几种常用的蓄电池放电调节器的工作原理,给出了每种电路拓扑的工作电流波形,分析了每种电路拓扑的优缺点和应用场合,并对空间电源系统放电调节器技术的发展趋势进行分析和总结。     

输油断气阀测试装置的研究与开发

输油断气阀为某型飞机的副油箱输油控制装置.为了实现动态性能检测的目的,根据其工作原理和测试要求,从实用性和可靠性的角度出发,研究开发了一种新型的输油断气阀测试装置.采用模糊控制和PID控制相结合的控制策略及模块化的设计方法,综合运用PLC、变频器和触摸屏,设计了该装置的控制系统,提高了系统稳态精度和动态性能.介绍了该装置的设计思路、组成和工作原理,给出了控制系统的关键技术、实现方法及其功能.经实践证明,该装置实现了机电液一体化,具有测试精度高、抗干扰能力强、检测效率高、界面友好等优点.     

卫星用型谱化高比功率电源控制器研究

鉴于我国航天事业的发展,卫星的发射周期在缩短,研制成本也在降低,因此迫切需要预研42 V全调节母线卫星用型谱化高比功率电源控制器。对当前42 V全调节母线卫星电源控制器进行分析,从电路、结构及工艺上提升,设计满足下一代导航卫星、Small-GEO卫星等适合下一代中高轨长寿命卫星需求的42 V型谱化高比功率电源控制器。     

基于LQRI方法的蓄电池放电调节器控制策略

为提高卫星电源蓄电池放电调节器(BDR)的工作性能,基于带积分环节的线性二次型调节器(LQRI)设计方法提出了一种新型的BDR控制策略。首先根据BDR的工作机理,获得了系统的小信号数学模型,进而通过引入状态积分环节,实现了状态方程的扩维,最后通过定义二次型性能指标函数和加权矩阵,获得了一种新型的BDR状态反馈控制策略,有效消除了系统的稳态输出误差。仿真结果验证了所提控制策略的有效性。     

蓄电池充电调节器的稳健性设计分析

为满足卫星电源蓄电池充电调节器(BCR)高可靠的要求,提出了一种BCR稳健性设计分析方法。首先根据BCR的数学模型,设计了电压外环、电流内环控制器,进而在Saber软件环境下建立了BCR仿真模型,获得了标称设计下的系统性能。考虑温度漂移、器件老化等不利因素,依次进行了BCR电路的灵敏度分析、应力分析、参数扫描分析和最坏情况电路分析。分析结果表明设计的BCR母线电压、电路器件降额均满足设计要求,能够保证系统在空间环境中的可靠工作。     

新一代大型GEO卫星电源系统综述

卫星电源系统是卫星产生、存储、变换、调节和分配电能的重要组成部分,为卫星平台及载荷提供全寿命期的能源,影响着卫星的可靠性、寿命及带载能力。对我国新一代大型GEO卫星电源系统-东方红五号卫星公用平台电源系统的电源控制器、太阳电池阵及储能电池组等重要组成部分进行介绍,并总结了该系统的技术特点、研究现状、发展趋势及深远意义。     

纤维增强复合材料层合板刚度退化研究

复合材料在许多领域都有着非常广泛的应用.基于复合材料层合板损伤理论,对纤维增强复合材料层合板在疲劳载荷作用下的刚度退化过程进行了阐述,对层合板刚度退化不同阶段的损伤机理进行了系统的分析,在此基础上总结了损伤各阶段的分析模型.通过对损伤机理的分析,综合考虑纤维断裂和基体损伤的影响,提出层合板刚度退化二阶段统一的计算模型.     

高频感应焊接逆变电源PWM和PFM软开关控制

高频感应焊接逆变电源具有体积小、效率高、加热速度快等优点,但是传统设备采用的是整流调压方式,其控制精度低、动态响应速度慢,并且逆变器功率开关管经常工作在硬开关状态,引起较大开关损耗,使效率降低.文中提出一种使用自关断器件绝缘栅极晶体管作为功率开关,采用脉冲宽度调节方式和脉冲频率调节方式混合调功方式的高频感应焊接逆变电源的软开关控制方法,详细分析了电路的控制原理和工作模式,并设计出以锁相环为核心的控制电路.结果表明,这种方法实现了全部开关器件的软开关控制,具有功率调节范围宽,软开关调整范围广的优点.     

7B04铝合金-CFRP300在模拟海洋大气环境下的电偶腐蚀行为

为了有效地从腐蚀防护角度为飞机异种金属选材提供指导,针对飞机特定的服役环境,通过有限元仿真和腐蚀实验研究飞机典型搭接结构的腐蚀行为。对铝合金、复合材料及搭接件进行了实验室的周浸实验,然后通过极化曲线测量实验、宏微观形貌的观察、疲劳测试、XRD等表征手段研究7B04铝合金与CCF300/QY9511复合材料搭接件的电偶腐蚀规律,并以极化曲线测得的电化学参数为边界条件,建立了搭接件的腐蚀仿真模型。结果表明,在周浸实验0周期和10周期后,铝合金的自腐蚀电位和自腐蚀电流密度分别为-802 mV和2.357×10^-7 A/cm²,-872 mV和1.477×10^-6 A/cm²,复合材料则分别为-240 mV和6.217×10^-7 A/cm²,-98 mV和2.286×10^-7 A/cm²,随着腐蚀周期的延长7B04铝合金材料呈现自腐蚀速率加快、自腐蚀电位负移的变化趋势,而复合材料呈现自腐蚀电位正移、自腐蚀速率缓慢增大的变化趋势;搭接件腐蚀产物逐渐增多,腐蚀程度越来越严重;疲劳寿命随着腐蚀周期的延长而降低;随着腐蚀周期延长,腐蚀坑深度逐渐增大;腐蚀的产物包括Al（OH）₃,Al₂O₃,AlCl₃;搭接件仿真结果与加速腐蚀实验后的结果具有良好的一致性。该研究给出了飞机典型搭接结构的易腐蚀部位,揭示了电偶腐蚀规律,为飞机结构的腐蚀防护指明了方向。