简介：空天飞行器往返于大气层内外，持续工作时间长。捷联惯性／天文组合导航自主性强、隐蔽性好，是最适合空天飞行器的导航方式之一。为提高传统天文定位的导航精度和可靠性，解决其在机载应用中水平基准制约的问题，分析了平台误差角和位置误差对高度角量测的影响，提出了一种以天体高度角为量测信息的捷联惯性／天文深组合导航算法。该算法采用卡尔曼滤波器进行最优估计，可有效估计并补偿系统的姿态误差，减少天文导航定位对水平基准的依赖。仿真表明，单星观测条件下，导航系统姿态误差快速收敛，定位的均方根误差在200m以内，且系统导航性能随导航星数量的增加而提高。

简介：应用于高重复频率、高功率193nm准分子激光器会聚光路中的针孔空间滤波器，除了需要考虑它的材料加工难易、厚度、针孔尺寸等因素外，还需考虑材料抗激光损伤特性。本文利用激光损伤理论中一维热流模型对无限厚和有限厚不同金属样品在高峰值功率193nm准分子激光器照射下的损伤阈值进行了分析。结果表明：铝材料在厚度为1.2μm处比其它金属的损伤阈值高，可达1.16×1010W/cm2，且材料易于加工。利用聚焦离子束技术加工了航空铝材料样品，得到了厚度为1.2和1.5μm的针孔空间滤波器样品。扫描电镜观察其具有较好圆度和内壁粗糙度，基本满足剪切干涉仪对针孔空间滤波器的需求。

简介：基于复功率守恒技术编制了分析内壁刻槽TE11-HE11圆波导模式变换器数值计算程序；采用该程序为工作频率为30．5GHz的高功率回旋速调管设计了一半径为16mm的TE11-HE11模式变换器。计算表明该变换器在2．7％的带宽内转换效率在98．8％以上，实验结果表明该变换器性能良好。相对于其他设计技术，该技术具有占用计算机内存极小、分析速度快和精度高的优点。

简介：为了充分利用太阳能,精确跟踪太阳光,节省跟踪过程中系统的用电量,提出了一种利用变频器控制异步电机进而对太阳光进行跟踪的方式。用实时时钟实现粗略判断,变频器根据感光装置感应的信号大小,改变频率及电压,进而改变电机转速,实现更精确的跟踪,节省了系统的用电量。避免了视日轨迹跟踪在阴雨天气浪费电能、以及跟踪精度的缺陷,而且有利于系统的稳定。

简介：根据空间应用电子设备的热控要求，对空间光学遥感器的控制电箱进行了热控设计。首先，总结了空间电子设备的热设计原则。针对空间光学遥感器控制电箱介绍了相应的热设计流程，对典型的大功率器件进行了温差推算，并说明了电箱的各电路板和大功率元器件的热设计方案。最后，通过热分析和热试验手段对热控电箱的热控方案进行了验证。试验结果表明：控制电箱的整机稳态工况热平衡温度小于30℃，各元器件的最高壳温在54.2℃以内。结果验证了该设计方案完全满足设计指标要求。

简介：以单片机89S8252为核心，开发了一种可以远程控制的多路数字延迟脉冲发生器。其主要输出参数为：重复频率1～1000Hz可调，时间延迟0～60ms可调，精度分为1“s和0．1μs两种，发生器输出脉冲可以直接驱动多路可控硅，工作方式分为远程控制和外部触发两种。该发生器已用于高功率微波驱动源的控制中，抗干扰能力强，工作可靠。

简介：研究了LD泵浦的不同谐振腔结构的掺铥光纤激光器的输出特性.采用双色镜和光纤输出端面形成谐振腔,激光器最高斜效率达到了56.9％,对应的量子效率为142％.采用光纤布拉格光栅构成谐振腔,也获得了超过Stokes极限的斜效率,且激光光谱处于光纤布拉格光栅的反射带内.不同腔结构之间对比表明,对于2μm光纤激光器,采用光纤布拉格光栅构成谐振腔,可以在保持高效率激光运转的前提下,获得较好的光谱特性.

简介：采用脉宽为1μs的微波信号对HeroTekDT1081型检波器进行标定实验,基于多项式回归方法对在9.4GHz频率下的标定实验测量数据进行了分析,给出了测量数据不确定度的无偏估计和区间估计,并计算了在一定置信度下检波器灵敏度的置信上、下界,从而给出了一种可考核的检波器工作性能指标.通过定义不确定度的估计精度,给出了一种确定大样本实验所需最小样本量的方法.

简介：为实现2×5GW级双路输出超宽谱高功率微波驱动源的小型化,研制了一种初级脉冲功率源——与双筒脉冲形成线(Blumlein线)相配一体化的带有开路磁芯的Tesla变压器.通过对Tesla变压器的理论分析,并根据简化的磁路模型得出了Tesla变压器初、次级线圈电感等电参数的估算方法,给出了Tesla变压器磁芯截面的估算和磁芯制作方法.实验结果表明,Tesla变压器最大输出电压为880kV,充电时间约为20μts,耦合系数约为0.95,与理论值吻合较好.

简介：由于优良的光学性能和较宽的pH值适用范围,罗丹明类物质已经被广泛选作重金属与过渡金属离子细胞成像光学传感器的光学母体.对近年来罗丹明类光学传感器在重金属与过渡金属离子细胞成像中的应用进行了详细综述,包括设计思路、作用机理、应用范围等都进行了详细的比较分析.另外,提出了罗丹明类重金属和过渡金属细胞成像光学传感器目前存在的问题和今后的发展趋势.

简介：针对传统天文导航方法和GNSS导航方法应用于中高轨道航天器尤其是大椭圆轨道机动航天器自主导航的缺陷，提出一种基于低轨道天基平台实时跟踪观测的轨道机动航天器在轨绝对导航方法。其具体实施过程为布置于低轨道的天基平台利用其自带观测敏感器对轨道机动航天器进行全程实时跟踪测量，并将测量所得的星光角距信息和测距信息发送至轨道机动航天器，航天器根据接收得的量测信息结合自身状态预估信息通过最优滤波估计算法实现导航解算。仿真结果表明该方案具备较强的可行性，且该导航系统具有较高的导航估计精度，能够弥补传统天文导航和GNSS导航方法的不足之处，当天基平台自主定轨精度为80m时轨道机动航天器导航位置估计误差在120m以内。

简介：详细地介绍了怎样快速耦合半导体激光器所发射激光与普通光纤输入端端面的方法，使耦合效率尽可能达到最大，并使用简单的方法测量了光纤的剩余长度或者测量光速，最后给出据测量半导体激光器电光特性曲线可准确方便地获得阈值电流的方法。

简介：基于自适应光学系统中变形镜与哈特曼波前传感器的位置关系,分析了导致两者空间失配的主要影响因素,并以45单元自适应光学系统为例,进行了空间匹配仿真分析,结果表明:若以拟合精度相对偏差10％作为判据,则要求变形镜与传感器相对旋转不大于4°,x和y方向的相对错位不大于2mm.

简介：常规惯性／天文组合导航方法难以直接应用于高超声速飞行器机载环境下以载体系为基准进行星光测量的情况，且在可见星只有一颗时无法连续组合。为此，构建了高超声速飞行器惯性／卫星／天文紧组合导航系统方案，通过分析载体系下星光仰角、方位角与惯导误差之间的转换关系，建立了载体系下惯性／天文角度组合模型。理论分析表明，该系统在只有一颗导航星时仍能辅助惯导工作，且可使观测噪声特性保持稳定，从而提高了天文对惯导辅助的连续性和组合滤波估计精度。仿真结果表明，在高超声速飞行器导航系统采用天文角度辅助后，姿态误差较无天文辅助情况的降低60％～70％。

简介：对将运行于日-地L1点的太阳观测器进行了热设计，重点论述了日-地L1点的轨道外热流计算和Lymanα日冕仪（LACI）反射镜M2光阱、Lymanα日冕成像仪（LADI）滤光片组件、CCD组件、电箱、观测器主体等部分的热设计方案。通过在探测器对日面设置集热板，将观测器的主动加热功耗降低了73％；选用预埋热管的设计方案解决了对日定向观测导致的框架温差问题。仿真分析结果表明，在对日高温工作、对日低温工作、低温存储、轨道转移等4个极端工况下，观测器各组件温度均满足指标要求。该热设计方案以较低的加热功耗，解决了太阳观测器在轨工作阶段的散热、轨道转移阶段的保温等问题，满足CCD焦面工作温度＜-50℃的要求。