星载成形反射面天线全域基设计的研究

介绍了对星载成形反射面天线全域基设计法的研究。采用单馈源单反射面天线,通过优化反射面得到赋形波束。文章研究的全域基设计法运用物理光学法,将反射面用Jacobi-Fourier表达式展开,展开式各项的系数作为优化对象,代入反射面天线远场辐射积分的计算,在优化远场辐射特性的同时确定了反射面展开式各项的系数,也即确定了反射面。     

天线形变对风云卫星遥感图像的影响

为探究反射面天线形变对风云卫星毫米波和亚毫米波成像仪(MMSI)的亮温图像质量的影响,运用基于表面电流积分的物理光学方法计算天线辐射方向图,探究不同形式反射面天线形变下天线辐射特性的变化规律。结合MMSI的亮温图像的处理结果,评价图像质量的变化。实验结果表明:反射面天线的形变面积、形变位置和副反射面晃动发生变化时,天线的主瓣增益、副瓣电平和波束宽度等关键指标发生规律性变化,对MMSI的亮温图像质量产生不同形式的影响。当反射面天线的形变面积增大时,天线的主瓣增益减小,副瓣电平升高,进一步导致分辨率降低,噪声水平升高,亮温图像质量变差。     

用于广播卫星的单赋形反射面天线

日本未来的直播卫星要求星载天线有精确的赋形波束。采用单赋形反射面天线是合适的,因为它不需要复杂的馈电网络。然而在过去的研究中,反射面上出现有不连续性。在本文中,不连续性问题得到克服,分别在上下行频段上成功地设计出形成赋形波束可覆盖日本诸岛的赋形反射面。加工了下行天线,辐射图得到测试结果验证。辐射图满足对星载天线的无线电规定,诸如旁瓣特性和交叉极化特性。     

阵馈聚焦镜像双反射面有限扫描天线研究

文章分析了Ka波段阵馈聚焦镜像双反射面天线的构型及辐射特性,其通过聚焦椭球副面实现阵面口径到主反射面口径映射,得到了较大口径的等效相控阵。仿真表明等效阵单元方向图呈现良好的平头（Flat—top）特性,能较好地抑制栅瓣。文章基于等效阵元场叠加的概念,采用共轭场相位匹配结合泰勒幅度加权对远场方向图进行叠加,得到了高增益、低副瓣的扫描效果。     

星载反射面天线赋形技术研究

星载反射面赋形天线为指定区域进行有效覆盖,减少相邻区域间的干扰,在卫星直播通信、雷达以及射电天文学等方面有广泛的应用。文章讨论了3种传统天线赋形技术:波前法、口面场优化法以及反射面直接展开法;针对在轨重赋形天线实现的两大困难,介绍了2种远场快速分析方法,讨论了反射型面控制方法。     

反射面天线机电耦合分析及实验验证

针对反射面天线分析设计中存在的机电分离问题,使用结构分析软件得到天线面板的 结构变形,将变形转化为相位差引入天线远区电场公式中。通过推导的网格转换矩阵,在结 构网格的基础上完成天线远区电场的计算。同时根据半功率波瓣宽度预估方向图的离散精度 。利用某3.7米卡氏通信天线进行了验证实验,试验结果表明本文方法是正确有效的。与软 件集成的分析方法相比,该方法不但电磁分析精度较高,而且分析时间更短。
     

基于Zernike拟合的三反射面天线赋形设计

多反射面天线系统受空间、位置和尺寸等因素的影响,其主反射面口面存在相位差,从而导致天线辐射性能下降,文章提出了一种利用Zernike多项式赋形多个反射面的方法,通过对副反射面赋形,在主反射面口面得到期望的幅度相位分布。该方法利用Zernike拟合来处理反射面间的光程差,并将主反射面作为固定面,根据几何光学法和光程条件,在Matlab中建立副反射镜初始模型,通过遗传算法优化Zernike系数调整光程差,对副反射镜面形进行优化设计,避免了复杂的微分计算。使用Grasp仿真软件对设计的三反射面天线系统进行了分析,计算表明,与未赋形的三反射面天线相比,赋形反射面天线系统主波束效率提升了10.67%,达到95%以上,验证了该赋形方法的可行性及对天线系统性能提升的有效性。     

航天器赋形反射面数传天线的可靠性评估

基于赋形反射面数传天线的功能和性能参数影响因素分析,确定了以赋形反射面数传天线的最大指向角增益作为可靠性特征量;提出了用"在赋形反射面数传天线最大指向角的约束条件下,赋形反射面数传天线的最大指向角增益大于其下限指标的概率"来表征赋形反射面数传天线可靠性的概念;提出了利用天线研制过程中多个技术状态相同的赋形反射面数传天线在相同的测试环境下采用相同测试方法获得的天线最大指向角增益测试数据,进行可靠性定量评估的方法。给出了X频段赋形反射面数传天线可靠性评估的示例,可靠性评估结果比可靠性预计结果更为客观,为航天器天线的可靠性验证提供了技术途径。     

反射面背射螺旋天线设计

介绍了一种反射面背射螺旋天线,其反射面口径仅有几个波长,通过采用新型背射螺旋天线作馈源,成功解决了小口径反射面天线效率低的难题,实现了高达75％的口面效率。该天线体积小、重量轻,已成功应用于嫦娥一号卫星机械转动定向天线。文章对该天线的设计、仿真计算和实测结果进行了综述。     

基于FEKO软件的电大尺寸面天线仿真

运用FEKO软件的高低频混合法和多层快速多极子算法对典型电大尺寸面天线——卡塞格伦天线远场方向图进行仿真计算,并对这两种计算方法的计算精度和计算效率进行了比较。结果显示,二者得到的远场方向图基本一致,都具有较高的准确性。因为多层快速多极子算法在计算时考虑了双曲副反射面的遮挡效应,所以与高低频混合法相比,其得到的远场方向图增益略低、旁瓣略高,仿真精度更接近工程实际,但代价是内存开销和计算时间的大幅增加,特别是在网格数较大的情况下。     

低轨航天器运行环境质子通量预测模型对比研究

辐射带粒子环境是导致航天器故障和异常的重要因素。为此,需要对辐射带粒子环境及其通量分布进行研究。文章主要研究低地球轨道（LEO）环境辐射带质子分布情况。分析了目前用来计算质子通量的几种常用模型的优缺点;利用各模型计算了不同轨道的质子通量,对计算结果进行了比较;总结了进行不同高度、不同能量范围的质子通量计算时,选择不同模型的依据原则。     

固体火箭发动机点火瞬时内流场轴对称数值分析

应用流体计算软件(FLUENT),通过UDF(用户定义函数)编程,考虑了辐射热量的影响,对固体火箭发动机点火瞬时内流场进行了轴对称数值分析,得出了点火瞬时的压强．时间曲线、各时刻的流场和推进剂燃面上的辐射热量。从具体数值上分析了辐射热量对点火瞬时的影响。研究结果表明,该方法可较好地预示点火瞬时的内流场和压强变化情况。     

热控涂层参数对卫星辐射特性的影响

为分析卫星红外和可见光双光谱辐射特性,分别建立了采用节点网络法求解卫星表面热控涂层温度和卫星辐射特性的计算模型,依据粗糙表面光散射理论计算了涂层表面对太阳、地球和地球反照辐射的吸收和反射。通过数值模拟,计算分析了卫星对地面的温度变化规律。最后,选择不同的热控涂层参数,获得了对卫星在红外和可见光波段的辐射特征的影响。     

基于远场模式的散射体形状成像

对线性抽样法的电磁场逆散射求解进行了研究。为避免迭代和优化法的正问题求解，用积分算子将散射物边界数据映射到散射场的远场模式，针对第一类积分方程的不适定性，用Tikhonov正则化法求解，并用高阶收敛算法确定正则化参数以快速数值实现。数值计算结果表明：线性抽样法＋确定正则化参数的高阶收敛算法可较好地滤除噪声，减少了确定正则化参数的计算量。     

弯曲平板的电磁散射特性分析

根据弯曲导体平板的特点,将电流在水平与竖直向分别进行离散,由电流连续性方程获得电荷离散公式,得到电场积分方程（EFIE）的离散形式。用泰勒展开消除格林函数积分中的奇异值,并通过积分近似求解,给出了一种改进的双共轭梯度迭代法（CGS）快速求解大型线性方程组。仿真结果表明：与原双共轭梯度迭代法相比,该法的收敛速度更快、精度更高。     

基于微元能质比的辐射器散热性能分析方法

对管肋式单相流体回路辐射器的散热性能计算方法进行了研究。首先建立了管肋式辐射器传热过程数学模型及微元能质比(辐射器微元段单位质量散热能力)表达式,并采用数值求解方法得出了微元能质比随工质温度呈现二次曲线的变化规律,进而提出了以辐射器微元能质比为基础的辐射器散热性能分析方法,以神舟飞船辐射器为例进行了求解验证,证明采用此方法求解辐射器散热性能有效且方便快捷,具有较强的实用性和良好的工程应用价值。     

电磁阀启闭特性非接触测量方法研究

为实现对电磁阀特性进行非接触测量,通过分析电磁阀动作时周围漏磁场的变化,设计了一种新型磁敏感器.该磁敏感器结构简单,操作方便,通过采取合理的抗干扰措施可充分降低旁磁场的影响,提高电磁阀漏磁场测量的可靠性.利用本磁敏感器对实际电磁阀的启、闭特性进行了测量.结果表明,该方法可靠性高,满足电磁阀非接触测量的需要.     

行波机理对低散射目标支架雷达散射截面的影响研究

针对雷达低散射支架,文中首先采用天线机理分析行波对雷达散射截面(RCS)的贡献,并且使用等效相速度的概念求出双弧线外形目标支架在远区的辐射场,最后分析得出低散射支架行波辐射特性,并讨论行波对目标支架RCS的影响。     

空间在轨环境下的30 cm离子推力器三栅极组件间距变化仿真分析

采用有限元仿真(FEM)与地面热平衡试验验证相结合的方法，计算并模拟了30 cm离子推力器处于在轨环境时，有、无主动热控对三栅极相对位移变化造成的影响，并对目前离子推力器设置的工作启动流程可能造成的打火风险进行了预估。结果显示：三栅极组件的热形变方向均为法向方向，且栅极中心区域的间距最小；在 -269 ℃ 在轨极限环境温度下，推力器在5 kW工作模式下温度平衡后的屏栅与加速栅最大热态间距为0.14 mm，加速栅和减速栅则已发生贴合；在受太阳辐照以及卫星帆板恒温边界的影响下，栅面最低初始温度为-102 ℃；当推力器主动热控保证温控点为20 ℃时，栅面最低启动温度为-25 ℃，且推力器工作8000 s后，屏栅与加速栅、加速栅与减速栅的最小间距分别稳定在0.25 mm和0.20 mm；当推力器主动热控保证温控点为50 ℃时，推力器工作9000 s后，屏栅与加速栅、加速栅和减速栅最小间距分别稳定在0.31 mm和0.30 mm，能够满足0.25 mm的栅极安全打火间距要求。     

多喷管燃气降噪方案可行性数值研究

根据燃气射流噪声的发声机理及辐射特性,提出了采用多喷管代替单喷管进行降噪的方案。以四喷管为例,构建相应的物理及计算模型,综合运用三维大涡模拟得到的近场瞬态流场数据与FW-H面积分相结合的计算气动声学方法,对射流流场及声学特性进行数值研究。通过与单喷管对比,得出多喷管结构在保证发动机质量流率及推力性能的前提下,降低了整个观测区域的噪声,尤其是射流下游,并且还改变了噪声辐射的指向性,起到了明显的降噪效果,验证了该方案的可行性。