GNSS-R海面风场探测的镜面反射点估计算法

在分析GNSS-R基本几何关系和多种镜面反射点估计算法的基础上,提出一种新的GNSS-R海面风场探测中镜面反射点的估计算法。该方法首先求得GNSS卫星以及接收机在地球表面的投影坐标;然后通过向量和的形式获得镜面反射点的初始迭代位置;最后利用二分的思想,求得镜面反射点的位置坐标,并通过导航模拟器模拟出GNSS卫星和接收机位置数据,利用Matlab对该算法的正确性进行验证。仿真结果表明,提出的镜面反射点求解算法不仅可以正确估算出GNSS-R镜面反射点的位置信息,且模型简单、迭代次数少。     

空间套筒式伸展臂综述及新型伸展臂设计

空间套筒式伸展臂广泛应用于航天领域,其按不同的驱动形式可分为丝杠式伸展臂、绳索式伸展臂和螺旋滚筒式伸展臂。对不同类型的套筒式伸展臂的结构形式、特点、工作原理和研究现状进行了分析,并提出了应用于伸展肋天线的新型空间套筒式伸展臂的设计方案。     

面向长距离量子通信的双光子关联成像技术

量子时域鬼成像利用光子对的时间-频率关联性实现了50km光纤链路上的图像传送,有望应用于量子通信的协议中。然而,现有方案的成像质量较差,成像速度较慢,因此其应用性在一定程度上受到了限制。文章对已有成像方案进行了较大的改进,利用可编程滤波器数字设定待成像信息,进而实现了二维图像信息的自动化实时传送。实验结果证明,改进方案的成像质量和速度均有显著改善,有利于推动量子关联成像在量子通信领域的应用。     

高速飞行器燃油热管理系统飞行热航时

目前高速飞行器机载热负荷呈指数上升趋势，而由于气动加热作用，机身温度随航时增长也持续上升，这两者严重限制了高速飞行器的续航时间和电子设备的使用时长。燃油作为飞行器所必须携带的大比热容液体工质，是机载热沉的优选。燃油热沉利用会受气动加热、耗油量、飞行时长的综合影响。本文以机载燃油热沉为核心，研究高速飞行器燃油热管理系统参数设计对飞行热航时的影响。建立了燃油-消耗性冷却剂热利用系统的动态特性方程，并提出热航时的概念以衡量热负荷作用下燃油不发生超温的飞行时长，详细讨论了上述各影响因素与热利用系统参数对热航时的影响。上述研究可为高速飞行器热管理系统设计选型提供参考。     

载人航天器环热控一体化仿真分析

采用系统建模及仿真方法搭建了一种典型载人航天器环热控一体化系统模型，分析了系统的性能。针对3人7天载人飞行工况开展了仿真分析，结果表明，经过合理设计，该系统可将舱内温湿度、压力、氧分压等参数控制在航天医学指标要求范围内。环热控系统仿真结果较好地预测了系统工作过程，显示了主要参数的变化情况，结果合理，验证了仿真方法、系统仿真模型的正确性。通过控制流体回路外回路旁通阀门开度，可准确控制外回路控温点温度，保证舱内温湿度在合理范围之内。此外，外回路控温点的设定会对环热控系统状态带来影响，通过合理设计外回路控温点，可保证舱内温湿度满足航天医学指标要求。     

大型可展开天线型面热变形近景摄影测量

为确保高精度可展开天线的在轨性能,验证设计、材料和工艺的可靠性,提出采用数字近景摄影测量技术在地面模拟环境下对可展开天线型面进行热变形测试。设计了人工测量与自动测量两种方案,主要采取了高低温环境下相机防护、耐高低温测量标志和极低膨胀长度基准尺等措施保证了大温差极端环境下的测量实施。结果表明,天线型面精度随温度的变化而变化,且三个测量循环的变化规律较为一致,均在+60℃温度节点时型面精度最差,其均方根误差(RMS)最大值达到了0.220mm(人工测量),但也满足了天线型面精度小于0.5 mm的技术设计指标要求。对于40℃和80℃的温差时,人工测量型面变形量的RMS分别为0.045 mm和0.083 mm,也分别满足了其天线型面变形量技术设计指标0.100 mm和0.150 mm的要求。同时验证了自动测量与人工测量测量结果的一致性,均能满足测量技术设计指标的要求,为高低温测量试验的自动化实现提供了一种可拓展性思路。     

航天企业对项目绩效考核的实践与思考

本文在研究国内航天企业项目管理的基础上,结合中国空间技术研究院的实际情况,给出了对航天企业项目绩效考核的案例,论述了航天企业考核体系的设计、考核实践存在的问题和考核体系改进完善的思路.