防空导弹体系电子战环境动态仿真研究

重点论述了防空导弹体系电子战环境模型的建立和动态仿真演示的实施。建立的体系电子战环境模型有总体集合模型 ,干扰环境矩阵 ,干扰信号技术参量表征模型 ,有源干扰平台运动模型等一整套系列组合的数学模型 ,实现了对多事件集合的复杂的电子战环境的动态、定量的描述 ;同时论述了电子战环境计算机仿真系统的组成 ,简要介绍了仿真系统软件说明 ,仿真程序流程 ,仿真软件界面及动画仿真软件设计 ;最后给出了电子战环境仿真动态演示结果。为导弹武器系统的电子攻防对抗仿真和防空导弹体系综合电子攻防对抗仿真演示系统提供了必不可少的输入模块 ,也是后续防空导弹体系电子攻防对抗仿真的技术基础。     

微小超高压冷气推进系统动态工作性能仿真研究

用Amesim一维仿真软件对某微小超高压冷气推进系统(以下简称冷气推进系统)的填充过程、开机过程以及关机过程等动态工作特性性能进行了仿真分析。冷气推进系统包括气瓶、减压阀、电磁阀和喷管等四大组件,通过建立各组件的子模型建立了整个冷气推进系统的仿真模型。仿真结果与实验结果相吻合,验证了仿真模型的准确性。仿真结果表明该冷气推进系统的工作推力可达约200mN。     

落压式供应发生器试验系统动态仿真

某上面级液氧/煤油补燃发动机的发生器拟采用落压式挤压供应试验系统方案,为了验证其单独热试方案的可行性,建立发生器热试系统的动态数学模型,并进行数值仿真计算,确认了试验系统方案的可行性,同时提出了分级起动方式并确定了起动工况。试验取得了成功,试验结果与仿真吻合,验证了仿真计算的正确性。     

固体火箭冲压发动机燃气发生器及燃气流量调节阀建模及仿真

研究了一种气动式的燃气流量调节阀,并建立了固体火箭冲压发动机燃气发生器和气动式燃气流量调节阀的数学模型及仿真模型,对燃气流量调节阀仿真模型进行了试验验证,动态误差和稳态误差都在5%以内。通过仿真获得了燃气发生器和燃气调节阀的动态响应特性。仿真结果表明,燃气调节系统开环响应速度较慢,并具有很强的非线性。     

电子战系统仿真评估的基本方法

对电子战(EW)系统在完成作战任务中的作用和使用效果进行定量描述和测试、评估,在EW系统的论证、研制、采办、应用过程中具有十分重要的地位。对于EW系统这样的大型动态复杂系统,计算机建模和仿真的方法是全面分析和评估其动态行为效能的重要手段。综述了计算机仿真在EW系统评估中的应用,把EW系统的仿真评估分为三个层次:工程级、系统级和任务级。并从EW的特点出发,提出了EW系统仿真模型中的三个重要的类型:基于离散事件的事件模型,基于数据描述的数据模型,基于信号描述的信号模型。提出根据这三个模型的标准规范建立系统数学模型和设计EW系统仿真模型构件的概念,用于构筑大型复杂的EW系统评估的仿真环境,并利用计算机技术,走发展和利用综合仿真的道路。     

一种新型气动舵系统的建模与分析

针对某超音速导弹用气动舵系统进行研究,描述了舵系统的基本结构和工作原理;对气动舵系统各组成部分进行了分析,建立了全参数舵系统工程仿真模型,并对整个舵系统数学模型进行了仿真研究。通过研究该模型可以方便的分析各个参数对舵系统性能的影响,有利于改善系统的静、动态性能,对气动舵系统的研究有重要意义。     

行星际航天器主动热控系统模糊控制

对行星际航天器主动热控系统进行了研究。以“火星探路者”号为例，在其机械泵式单相液体循环冷却系统设计布局的基础上，使用更高换热效率、更低压力降的分形微管道网络换热器传递电子设备散发的热量，利用模糊控制策略对系统进行控制。通过合理的简化和假设，应用集总参数法建立系统动态特性模型，进行仿真研究。结果表明此主动热控系统能对航天器电子设备温度进行有效控制。     

基于AMESim的直动式电磁阀动态仿真研究

介绍了直动式电磁阀的结构和工作原理,利用AMESim仿真软件,建立了基于AMESim的直动式电磁阀动态仿真模型,并进行了仿真,研究了软磁材料、励磁电压、等参数对直动式电磁阀动态响应的影响。仿真分析与试验验证比较表明,该AMESim模型较为准确地描述了电磁阀的动态特性。     

面向对象技术的防空导弹Simulink建模与仿真

为防空导弹系统性能改进研究和优化设计,提出了一种新的方法,首先给出了一般防空导弹制导控制系统的数学模型,并采用面向对象建模技术结合动态仿真软件Simulink建立了仿真模型并进行了仿真研究,该模型具有容易理解,可重复使用,易于扩展等优点,即通过部分模块更换或改变参数等就可对该系统在其他条件下进行仿真,仿真结果和实际遥测数据基本吻合,表明了该模型和方法的有效性和实用性。     

气动薄膜调节阀控制系统工作过程的动态仿真

借鉴气体减压器动态仿真的有限体积模型发展了一种可仿真气动薄膜调节阀动态流场的有限体积模型,并结合简单的比例-积分-微分(PID)控制算法,发展了一种可仿真气动薄膜调节阀控制系统工作过程的动态仿真模型。采用此模型,运用模块化建模与仿真方法对气动薄膜调节阀控制液体火箭发动机贮箱压强的简化系统进行了动态工作过程仿真,比较了不同PID参数和初始参数设置情况下的控制品质。数学模型和建模方法显示出较好的有效性和通用性。     

平板蒸发器环路热管的性能研究

作为一种新型的热控元件,环路热管依靠其可靠性高、传热能力强和等温性好等特性,能够在小温差、长距离的情况下传递大量的热量,因而被广泛地应用于卫星、飞船及电子产品等的热控。特别是具有平板蒸发器的微型环路热管具有很广阔的应用潜能。文章建立了环路热管运行的热力学和动力学模型,在此基础上用C++程序语言设计了相应程序,对某给定环路热管进行了热力特性计算。研究表明,蒸发器内部的压力降在环路总压降中占主导地位。     

模块化热控技术及其在低轨卫星中的应用

Differently from traditional integration satellites, the modular satellites consist of several structurally independent modules and the heat dissipation is unevenly distributed, while the interface between modules should support repeatable connection separating. Therefore, the traditional thermal control design, which supports the independent heat dissipation of an integration satellite, cannot meet the thermal control requirements of the modular satellite. In this paper the modular thermal control technology is proposed. The carbon nanotube array on metal substrate is used as the thermal interface of the modules to realize the separable cross module heat transfer. The internal surface of structural panels is coated by graphene film to enhance the internal heat transfer in the modules with limited internal space. The smart thermal control coating is used at all the heat rejection surfaces to suppress the orbital heat flux variations. By using the technology, the thermal connection of the assembly and reconstruction system is built and the synergistic heat dissipation of the whole satellite is achieved. As to validate the proposed technology, the finite element model of the circular low earth orbit satellite is established and the in orbit temperature in the extreme working conditions is simulated. The result indicates that the modular thermal control technology proposed in this paper can satisfy the thermal control demand of the modular satellite.      

调温热沉设备的状态空间法仿真设计

调温热沉设备日益成为部组件热真空试验的首选,它具有经济性好、使用方便、对试件无遮挡等优点。文章通过状态空间描述的分布参数模型,对调温热沉设备进行仿真设计,得出氮气、热沉、试件三者温度的动态关系,对于进口氮气温度、流量的选择和控制方案的制定都进行了深入的分析。所获取的数据可为采用热沉调温方式的热真空试验提供参考。     

辐射器展开角度对航天器热控能力影响的研究

为了在有限的结构尺寸下提高航天器热控系统的散热能力，提出与流体回路耦合的可展开式辐射器热控方案，建立可展开式辐射器空间散热模型，分析辐射器不同展开角度下系统的热控特性。结果表明，随着辐射器展开角度的变化，辐射器吸收的空间热流也随之发生变化，并最终决定热控回路的流量分配。在工程应用中，基于热控流体回路，通过调节可展开式辐射器的展开角度，可以有效提高航天器热控系统的能力范围。     

月球无人采样返回探测器一体化热管理方案

针对我国首个月球无人采样返回探测器"嫦娥五号"所面临的散热难题,在调研国外月球采样返回探测器热控方案的基础上,通过论证提出一种"泵驱小型单相流体回路热总线+水升华器"的一体化热管理方案。该方案能够实现"嫦娥五号"着陆器、上升器热量与热沉的综合管理与利用;同时在国内首次将高适应能力主动热控体系结构应用到深空探测航天器中,推动了我国深空探测航天器热控技术的跨越式发展。     

航天器动力管路热控设计与试验研究

针对某航天器动力系统管路布局分散造成系统温差大、控温难的问题，结合动力管路温度指标要求和边界环境条件，采用以被动热控措施为主、辅以电加热主动热控措施的设计方案。分析确立动力管路的热环境，建立换热模型；通过仿真分析和整器热平衡试验，选取不同工况，验证了动力系统氧化剂管路和燃烧剂管路温度均维持在8～20 ℃范围内的热控设计结果。该方案对各类航天器的动力管路热控设计和分析有一定的指导和借鉴作用。     

一种并网式载人航天器控温回路系统设计

提出了一种单舱辐射器并网和组合体舱间并网相结合的载人航天器控温回路系统,能够实现单舱层次功能备份和舱间层次功能备份。建立了单舱和组合体控温回路系统非稳态仿真分析模型,对正常工作模式和几种不同故障工作模式下各舱回路控温点温度、设备温度、流量分配和航天器热负荷水平进行了分析。结果表明,对于单舱辐射器并网回路,在单条辐射器支路故障情况下,系统总散热能力损失不超过28.5%,单舱外回路完全故障时启动舱间并网回路,故障舱段可维持的热负荷水平占标准工作模式热负荷水平的63.5%,表明双层次并网控温回路系统可将设备温度有效控制在指标要求范围内,并能显著提高载人航天器所能承受的热负荷水平,提高系统的可靠性。     

基于机械泵控制的毛细分离式喷雾冷却回路热控系统仿真分析

文章分析用于空间环境下的毛细分离式喷雾冷却回路热控系统原理,通过节点网络法建立该热控系统4节点热网络模型;运用数值仿真方法,以机械泵为控制对象,对该系统分别采用PID控制和模糊增量控制方案的热控效果进行对比。结果表明,模糊增量控制与PID控制相比,超调量较小且达到稳态时间短,具有良好的控制鲁棒性。     

一种直接入轨卫星变轨阶段的供电方案

相比传统的卫星自身变轨方式,直接入轨方式下卫星的主动段时间将延长到4~5h。为解决卫星直接入轨过程中由于主动段时间大大加长,导致卫星电能需求的增加,以及电源系统配置不必要的质量增加的问题,文章提出了一种在发射和变轨阶段通过运载火箭上面级向卫星供电的方案,即在上面级上增加了一套独立的一次性电源系统。该系统与卫星自身电源系统相结合,在发射和变轨期间优先使用,卫星自身电源根据负载用电情况自主介入,能很好地解决卫星直接入轨方式下主动段的电能需求问题。     

含金属相变材料温控组件的研究

研究使用一种含有金属相变材料（Phase Change material,PCM）的温控组件（Thermal Control Component,TCC）对航天器上的有效载荷进行温度控制。通过对载荷的温控需求分析,设计并制备了以Ga-Sn合金为PCM的TCC,并通过地面模拟实验对TCC的温控性能进行测试。实验结果表明这种含有Ga-Sn合金的TCC满足载荷的温控需求。最后在仿真软件中建立了TCC的相变传热仿真模型用于预测TCC的温控性能。结果表明：仿真模型计算所得结果与实验结果基本一致,可用于预测TCC的温控性能。