大型高轨通信平台主动段热变形分析

对于大型高轨通信卫星等的高价值卫星,为增强卫星的抗风险能力,对极端温度环境条件和相较一般发射工作程序有所偏离的情况下,进行了卫星平台的热分布情况分析。采用了能够较全面深入反映平台结构热变形的3D舱板模型的有限元分析方法。表明最高温度50.8 ℃,最低温度-11.89 ℃,未超出卫星的极限温度要求,卫星平台的热性能有一定保持能力。舱板厚度方向温差2.5 ℃。对分析的热分布结果与一般条件下的热平衡试验结果进行了分析比较,分析结果较一般条件下的热平衡试验结果温度高出约25 ℃。在热分析结果基础上所做的卫星平台热变形分析,表明舱板的最大变形在抛罩时刻为0.185 mm,在星箭分离时刻为0.506 mm,已经接近结构局部精度的要求量级。在抛罩和星箭分离时的服务舱仪器板的热变形方向相反,预示着这里是热振动的潜在振源。     

大型GEO通信卫星平台转移轨道段热分析

为了增强大型高价值卫星的抗风险能力,针对极端温度环境以及相较一般发射工作程序有所偏离的情况,进行转移轨道卫星平台的热性能分析。对抛整流罩、星箭分离、出地影、南板受照、北板受照5个典型状态下的卫星平台进行热分析,结果显示:卫星平台本体的温度包络为51.68～-16.35 ℃,未超出一般要求,表明卫星平台的热性能有一定保持能力,但平台本体温度与热控要求间的裕度仅3.3～3.6 ℃,须予以关注;同时,采用3D舱板的有限元分析方法揭示出服务舱板厚度方向热梯度在出地影时刻最大值达5 ℃,对结构精度和机构运动性能或带来潜在风险。     

光学遥感卫星平台结构热变形试验及测量技术研究

太空复杂外界热环境是平台结构热变形的关键影响因素,为了满足某高轨光学遥感卫星对热变形的特殊要求,更准确获取平台结构热变形引起两台相机安装面指向变化,及两相机安装面之间的相对指向变化,进而推导卫星在轨热变形规律。文章设计了卫星平台结构热变形试验,模拟在轨典型外热流工况对卫星平台实施加热控制,使用数字近景摄影测量技术实时测量和分析热变形引起两台相机安装面的绝对指向变化和两相机安装面之间的相对指向变化情况。热变形测量结果表明:A相机安装面指向最大变形57.5″,B相机安装面指向最大变形79.3″,模拟试验的结果可以作为卫星在轨运行期间热变形预测的依据。     

阻尼柔性连接在卫星结构中的综合应用研究

卫星结构的热变形是影响卫星光学有效载荷指向精度的主要因素之一,在对国内某在研卫星的有效载荷安装平台热变形过大问题进行分析之后,综合考虑卫星在轨的抖振抑制和发射段减振问题,本文提出了采用高阻尼柔性连接的结构设计来综合解决这三方面的结构问题。阻尼柔性连接结构以金属橡胶制备,充分利用了其非线性刚度和高阻尼比等特性。对卫星设计阶段提出的三种结构方案进行了数值仿真计算,结果表明,金属橡胶阻尼柔性连接结构设计方案能有效的减小有效载荷安装平台的热变形,并抑制卫星在轨抖振和发射段振动,因而具有最佳的综合性能。
     

热控涂层红外发射率对GEO卫星蓄电池温度波动的影响

在东方红一3卫星平台的基础上,将合理简化后的南蓄电池舱作为热分析模型。根据影响蓄电池温度波动的机理,提出服务舱舱板内表面常用热控涂层（白漆、镀铝膜、碳蒙皮）的5种组合方案,并量化分析了热控涂层红外发射率对蓄电池温度波动的影响。分析结果表明：降低蓄电池舱舱板内表面热控涂层红外发射率,尤其是降低蓄电池安装舱板表面的热控涂层红外发射率,可有效减小蓄电池温度波动幅度。与基准方案相比,最优组合方案能使蓄电池温度波动幅度降低50％。     

卫星高精度载荷安装平台热变形隔离技术研究

针对我国高分辨率卫星对结构在轨变形的控制要求,提出了一种基于柔性连接的卫星高精度载荷安装平台热变形隔离控制方法,从理论上对该方法进行了分析,并以型号应用为背景进行了验证方案设计及试验验证。验证结果表明,在同样的加载条件下,柔性连接载荷安装基板变形相对刚性连接降低了近1个数量级,表明通过对卫星平台与有效载荷安装基板之间连接结构刚度的柔性设计,能够有效避免卫星平台结构的热变形作用于有效载荷安装基板,使得高精度载荷安装基板不致产生明显的翘曲变形,从而保证安装基板上各敏感载荷的在轨指向相对变化满足指标要求。     

航天器蜂窝夹层板对称热变形分析及试验验证

分析了太阳同步轨道遥感卫星某遥感仪器安装板在平面温度场下的热变形特点,考虑蜂窝芯子横向胀缩,建立了对称热变形问题理论模型,给出控制方程和级数解。同时设计了热变形试验,采用数字近景摄影测量光轴指向变化。理论分析结果与试验结果一致性较好,表明可采用该模型对蜂窝板在轨热变形进行预示。典型高低温工况下蜂窝夹层板对称热变形造成安装其上的相机光轴指向变化在20″左右,选用相对稀疏、较矮的蜂窝芯子,可降低热变形的影响。     

一种GEO卫星星敏感器热控设计

为解决目前地球静止轨道(GEO)卫星星敏感器热控设计复杂、实施难度大的问题,提出了一种辐射小舱式星敏感器热控设计方案。以东方红-4(DFH-4)平台GEO卫星星敏感器采用辐射小舱式热控设计方案为实例,利用热分析软件TMG建模进行了热分析验证,并根据分析结果对其布局进行了优化。优化结果表明:采用辐射小舱式热控设计方案时,星敏感器的在轨预示温度范围在-26.2～+22.2℃,能很好地满足其温度指标要求,设计方案合理可行,可为GEO卫星上同类设备的热控设计提供参考。     

倾斜轨道卫星快速旋转高频箱轨道外热流的特点与分析

为准确进行热设计，对倾斜轨道快速旋转高频箱的外热流进行了研究。首先采用与太阳同步轨道卫星对比的方法研究了倾斜轨道卫星太阳光照角度的变化特点及热分析极端外热流工况与太阳光照角度的关系。然后理论推导了快速旋转高频箱各舱板轨道外热流的理论计算公式。最后定量分析了高频箱舱外大尺寸天线反射器对高频箱外热流的影响。研究表明倾斜轨道卫星高频箱外热流随β角的变化存在拐点，高频箱热分析的极端外热流出现在拐点处。快速旋转使得高频箱各舱板的外热流均匀化，但整个高频箱的到达外热流较静止高频箱增大，差值可达到数百瓦。舱外大尺寸天线反射器对高频箱的外热流影响较大，某环扫雷达反射器对高频箱散热面吸收太阳辐射热流密度的影响达到31.2 W/m2；同时天线反射器辐射达到高频箱散热面的红外辐射热流数量可观，某微波辐射计天线反射器的红外辐射热流占散热面总外热流的48%。     

“希望一号”卫星热平衡试验的误差分析

为研究卫星热平衡试验误差,建立“希望一号”卫星热试验的联合热数学模型,对热平衡试验进行模拟,并与理想状态进行比较,发现仪器试验温度值在低温工况中偏低13～20 ℃,高温工况中偏低11～17 ℃;高温工况中-Y舱板表面到达热流不均匀度高达27.3%。此外,分析了热试验中热沉的温度、表面发射率、与卫星的表面积比,支架的导热、辐射漏热,电缆的导热、辐射漏热,以及热流计温度测量误差对卫星温度场的影响。     

浅析高功率微波武器的研究与发展

随着外层空间日益军事化,作为反卫星武器的高功率微波武器的研究与发展备受关注,其军事价值日益显现.对高功率微波武器的作用效能及特点作了详细分析,重点评述了各主要军事强国在高功率微波武器方面的研究情况.最后分析了高功率微波武器的发展趋势.     

某推进剂用聚氨酯包覆层配方研究及性能测试

利用2,4-甲苯二异氰酸酯(TD I)和液化4,4-二苯基甲烷二异氰酸酯(MD I)的混合酯合成聚异氰酸酯,进而合成聚氨酯(PU)粘接剂,选择有机物联二脲作为该粘接剂的填料。以上述两者作为某推进剂包覆层的主成分,得到的包覆层较单体二异氰酸酯合成的PU粘接剂和无机填料得到的包覆层具有良好的力学性能、相容性、防NG迁移性和阻燃性等。研究结果表明,选择TD I和液化MD I的比例为7∶3,联二脲加入量为40%较为适宜。同时,对力学性能、相容性和阻燃性改善的原因也进行了探讨。     

激光模拟单粒子效应试验研究

脉冲激光模拟单粒子效应是单粒子效应地面实验模拟中新近才发展起来的一种方法.本文主要介绍脉冲激光模拟单粒子效应的基本原理、实用性及特点,结合实验室从俄罗斯引进的激光模拟单粒子效应试验系统.选取了几种典型星用器件,在国内首次开展了激光模拟单粒子效应试验研究,研究表明脉冲激光模拟方法是一种有效、安全、经济、方便的地面模拟单粒子效应的方法,它可以很大程度上弥补了传统地面模拟单粒子效应方法的不足,是地面评估星用器件和集成电路抗辐射加固的另一重要方法.     

HNIW中间体纯度测定方法

建立了测定六硝六氮杂异戊兹烷基(HNIW)两个主要中间体四乙酰基六氮杂异戊兹烷(TAIW)和四乙酰基二苄基六氮杂异戊兹烷(TADB IW)纯度的高效液相色谱法。采用二极管阵列紫外检测器检测,检测波长230 nm;中间体TAIW采用水作溶剂,DE-613反相色谱柱,甲醇流动相分离;中间体TADB IW采用冰醋酸溶解后水稀释,Symm etry-C18反相色谱柱,甲醇-水流动相分离。结果表明,两中间体分析方法标准偏差均小于1.0%,标准样品回收率均在100.0%左右,准确度和精密度较好,满足HNIW生产工艺和质量控制要求。     

防空导弹武器系统与反辐射导弹的对抗研究

首先概述了防空导弹武器系统,介绍了其主要技战术性能及关键技术的现状和发展趋势。接着概述了反辐射导弹,介绍反辐射导弹的主要特性及其关键技术和发展趋势。最后探讨了防空导弹武器系统与反辐射导弹的对抗措施。     

基于进化神经网络的组合导航系统滤波算法研究

组合导航系统中,卡尔曼滤波算法的估计特性依赖于精确的系统模型和准确的外观测数据.任何一个条件不满足将导致滤波精度下降甚至发散.为此,本文引入进化神经网络和自适应卡尔曼滤波技术.仿真结果证明,文中所提算法能够有效克服常规卡尔曼滤波的缺点,并保持较高的精度.     

基于数字多波束星载多通道VDES设计

阐述了甚高频数据交换系统(VDES)系统产生背景,针对目前普遍存在的系统通信速率受限以及自动识别系统(AIS)时隙冲突问题,提出一种全双工射频通信频段设计方法和时隙冲突解决途径。通过采用多个射频通道以及多个波束合成,利用阵列天线和数字波束合成(DBF)技术,将卫星大覆盖范围划分为多个相互独立区域,缩小单个天线波束视场覆盖范围,减少单波束范围内船舶数量,能有效降低AIS信号时隙冲突。以600 km卫星轨道为例,介绍了8通道及8个波束DBF设计方法,对波束视场和天线增益等进行了仿真计算。结果表明:多波束可覆盖±42°视场角范围,单波束视场角最大为±14°。     

一种高精度的X射线脉冲星导航TOA估计方法

针对X射线脉冲星导航（XPNAV）系统的基本观测量--脉冲到达时间（TOA）的估计问题,提出一种高精度的TOA估计方法。该方法基于特征子空间分解类算法的高精度的参数估计特性,首先通过细致分析标准轮廓与折叠轮廓之间的互相关结果,构造新的观测方程;然后对该方程进行特征值分解得到两个相互正交的特征矢量;最后利用两个特征矢量之间的正交性完成TOA估计。数值仿真结果有效校验了算法的性能。     

化学气相反应法在C/C复合材料抗氧化处理中的应用

通过把硅蒸气渗入预制体孔隙与碳直接反应生成SiC的化学气相反应(CVR)方法,提高初始密度和预制体结构均不同的C／C复合材料的抗氧化能力,研究了C／C复合材料的密度变化与微观结构,并对其进行了氧化试验。结果表明,因CVR温度、C／C复合材料初始密度不同,抗氧化处理后的密度增加量有显著不同。针刺炭布C／C／SiC复合材料在马福炉中于1160℃经65min氧化后,其失重率仅2．6％,而密度为1．95g／cm^3的同结构C／C复合材料相在同条件下失重率高达32％。     

LEO卫星网中MPLS协议体系及其实现方案

由于卫星网拓扑时变的特性,使得现有的多协议标签交换(MPLS)技术难以在卫星网中有效地运行。以铱(Irid ium)系统为例,首先分析低轨卫星网(LEO)中星际链路的变化情况。针对卫星网具有频繁断接性和传输大时延等特点,将基于MPLS技术的LEO卫星网系统进行功能模块的划分,并重点对MPLS协议中的标签设计、信令协议选择、标签交换路径(LSP)的切换等问题进行仿真,同时提出相应的改进方案。