地球同步轨道薄膜太阳帆的姿态轨道控制方法

薄膜太阳帆（FSS）是集推进、发电和姿轨控功能于一体化的超大型挠性太阳帆式航天器，通过调整薄膜反射率产生可变推力和力矩，实现其姿态和轨道运动控制。结合薄膜太阳帆在地球同步轨道运行时的受力特性进行了轨道漂移分析。通过建立薄膜太阳帆动力学模型及受力模型，提出了调整帆面角度轨道修正方法以及基于薄膜光压力矩角动量卸载的长期在轨对日定向面内双轴动量轮稳定控制方法。通过系统仿真验证表明所提的轨道修正和对日定向控制方法是合理有效的，可使薄膜太阳帆长期在定点位置维持对日定向。     

18参数广播星历分析研究

针对18参数广播星历模型对混合星座（包含GEO（地球同步轨道）、IGSO（倾斜地球同步轨道）、MEO（中地球轨道））的拟合精度和稳定性问题,利用摄动理论中的分析方法研究18参数广播星历模型新增参数的物理意义,通过数值仿真比较分析18参数模型与16参数模型对混合星座的拟合精度和稳定性。分析研究表明,新增2个参数可以较好地逼近轨道变化的长周期项,相同拟合弧长的拟合精度比16参数提高了50%左右,但受短周期项影响,拟合不够平稳,同时由于轨道变化特征的差异,对GEO和IGSO卫星的拟合不如MEO卫星稳定。数值仿真结果表明,要保证稳定性必须增加拟合弧长,但拟合精度会有一定下降,18参数条件下,MEO卫星选用3h拟合弧长能保持很好的稳定性,GEO和IGSO卫星则需要选择5h拟合弧长。     

航天测控资源统一分配的多维遗传算法

对于航天器测控资源分配这一类时间窗受限的约束满足问题,国内外已有许多应用遗传算法的研究并取得了较好的成果。目前的研究主要针对的是低轨道航天器这类可见弧段较短、全弧段跟踪的问题,对于地球同步以及高轨道航天器这一类长弧段可见、非全弧段跟踪的资源分配问题,相关的应用研究较少。针对高低轨航天器测控资源统一分配问题的特点,经过对标准遗传算法的扩展,设计了一种能够描述高、低轨道航天器资源分配问题的多维编码方法,定义了相应的交叉算子、变异算子等算法要素,从而建立了一种能够解决航天测控资源统一分配问题的多维遗传算法。仿真计算表明,该算法能够有效解决目前我国航天测控网面临的"一网多星"管理模式下,高低轨航天器统一管理、统一分配测控资源的问题。     

混合小推力航天器轨道保持高性能滑模控制

针对采用太阳帆、太阳电混合小推力推进的航天器，研究了其在日心悬浮轨道的保持控制问题。为解决已有控制方法中未综合考虑内部未建模动态和外部未知扰动的问题，以及进一步提高系统控制性能，设计了一种高性能滑模控制策略。首先，考虑模型不确定性，建立了混合小推力航天器在日心悬浮轨道柱面坐标系的动力学方程；其次，基于改进型条件积分滑模面和径向基（RBF）神经网络设计了控制律，结合自适应方法在线估计不确定参数；接着，将求取的虚拟控制量在推进剂最优条件下转换成实际控制量，即太阳帆姿态角和太阳电推进力；最后，数值仿真验证了上述设计方法提高了系统鲁棒性，减小了轨道位置超调，并且混合推进相比于单一太阳帆推进，在更短收敛时间内控制精度提高了4个数量级，相比于单一太阳电推进，一年可以节省约89.6%的推进剂。     

小型低成本地面站的性能

本文探讨了用于小卫星的小型低成本半机动Ｓ波段地面站的性能极限。首先介绍空间新技术有限公司（ＳＩＬ）地面站硬件和天线控制软件，然后计算在各种工作条件下的性能，包括对低地球轨道、高椭圆轨道和地球同步轨道任务的性能。最后为卫星任务设计者或规划者提供一些实际极限，特别是各种卫星任务中小卫星配合小型地面站可达到的下行链路性能。     

多孔介质传热模型在多孔壁湍流中的适用性

为了考查不同的多孔介质传热模型在不同工况下的适用性,对带有高孔隙率多孔介质壁面槽道湍流及其传热进行了直接数值模拟研究。在多孔介质层外流体区域,通过有限差分方法求解不可压缩Navier-Stokes方程和温度对流扩散方程;在多孔介质层内,使用修正的Darcy-Brinkman-Forchheimer模型描述高孔隙率多孔介质阻力,以及分别采用局部热平衡（local thermal equilibrium, LTE）模型、局部非热平衡（local thermal non-equilibrium, LTNE）模型、理想金属（ideal metal foams, IMF）模型计算温度分布。通过对所得热场的统计特性的分析比较,探究了不同Biot数下水和空气两类流体介质的多孔介质传热模型的有效性。研究表明：LTE模型不足以准确预测金属泡沫多孔介质内传热问题,其等效导热系数因仅考虑孔隙率因素而低估了多孔介质层的传热能力;IMF模型在小比热容流体介质的算例中表现良好,可以代替LTNE描述多孔介质层内的传热,而在大比热容流体介质的算例中表现不佳,需要考虑比热容以及流固两相间的传热能力对预估的固体相温度分布...     

配置点谱方法求解非均匀介质内辐射传热问题

发动机内的燃气等高温介质随着组分和浓度的变化，会引起折射率在空间上的非均匀分布，从而导致辐射能束沿着曲线传播，其相应的辐射传热过程也更为复杂。为了避免射线追踪方法的复杂计算、提高计算效率，本文提出了配置点谱方法求解二维非均匀介质内辐射传热问题。在求解过程中，角向采用离散坐标法处理，空间采用配置点谱方法处理。通过将三种非均匀介质内辐射传热问题的配置点谱方法结果与文献结果进行对比分析，发现配置点谱方法可以在较少的节点数下，获得准确、有效地计算结果。并且，采用配置点谱方法求解三种算例的计算时间均消耗较少，均在20分钟以内。这将为进一步开展发动机复杂结构内高温燃气辐射快速仿真提供基础。     

基于天基光学短弧观测的GEO卫星分选

提出一种基于天基光学短弧观测数据集分选同步带目标的方法,引入测量属性和约束域概念。为利用短弧观测数据中的有效信息,以目标和平台的相对距离和距离变化率为坐标轴,建立约束域平面。利用GEO（地球同步轨道）目标运动特点,通过能量约束和假设轨道反演2种方法,从多个目标轨迹中分选出GEO目标。仿真结果表明,该算法可在数据库不完备的条件下通过短弧观测分选出同步轨道卫星。     

基于多孔介质的指尖密封各向异性传热模型

在指尖密封多孔介质流动模型的基础上，将指尖密封片之间的接触传热附加于固体导热之中，之后通过对密封固体结构与结构内流体的耦合各向异性传热进行理论分析，建立了指尖密封各向异性传热数学模型；基于商业软件Fluent中的用户自定义标量（UDS）方程功能，开发了多孔介质各向异性传热数值计算模块，并数值模拟了指尖密封结构内的流动与传热特性。结果表明:指梁与指尖靴区域的各向异性有效导热系数张量与孔隙率、径向和周向位置以及轴向接触热阻等因素相关；指尖密封最高温度出现在指尖靴与转子接触面的略下游处；与各向同性传热模型相比，采用各向异性传热模型时,指梁下部和指尖靴区域沿径向和轴向存在较大温度梯度，但温度沿周向的变化两者均很小；泄漏量随着压差的增加逐渐增大，随着转子转速的增加基本不变；指尖密封最高温度值随着压差的增加逐渐减小，随着转子转速的增加逐渐增大。      

基于LBM的发汗孔隙结构内流动换热性能

以发汗冷却技术为背景，采用D3Q19格子玻尔兹曼方法程序，在孔隙尺度下研究了多孔介质结构对结构温度场的影响。针对球形颗粒堆积结构和随机结构这两种常用的多孔结构，分别计算分析了渗透率和固体温度分布。结果表明：对于颗粒堆积结构，当颗粒规则排列时，其固体温度分布呈明显的阶梯状；而颗粒无规则排列时，固体温度变化趋势比较平稳，并且随着颗粒直径的增大，渗透率增大，固体温度降低。对于随机多孔结构，随着孔隙尺寸减小，渗透率减小，固体温度升高。在0.3～0.5的孔隙率范围内，颗粒堆积结构和随机结构由于内部对流换热强度的不同，固体温度具有不同的变化特点。     

GEO卫星多层隔热组件充放电特性仿真

多层隔热组件包覆于卫星外表面,占据了整星表面的60%以上,既是必要的热控组件,也是抑制空间强电磁环境源的重要载体。相较于卫星内部组件,星表直接面临高能粒子的冲击与作用,导致其在轨面临的静电威胁极为严峻。其本质原因是高能电子穿透多层隔热组件的面膜,沉积于多层组件内部间隔层,进而在介质材料层形成了内建电场,造成静电放电效应。针对多层隔热组件的复合结构特点,建立了合理优化的内带电物理模型及其计算模型,模拟了GEO环境电子在典型多层隔热组件电子输运过程,进而计算明晰了间隔层涤纶网的电场分布特性。结果表明,在GEO恶劣电子辐射环境下,多层涤纶网充电电场强度可高达9.7×10⁸ V/m,存在放电风险;涤纶网接地边、角处的电场强度最高且电场畸变幅度巨大;多层充放电风险主要来自涤纶网与反射屏之间的非紧密接触而伴随的不良接地情况,建议通过加密棉线缝合间距以提升涤纶网与反射屏的接触效果,从而降低多层的充放电风险。     

航天器空间辐射防护材料与防护结构

电子、质子、重离子、光子等空间辐射环境可在航天器材料或元器件中产生单粒子效应、总剂量效应、表面充放电效应、位移损伤效应、内带电效应等,因此,需要对航天器进行空间辐射防护。本文首先介绍空间辐射防护原理和防护有效性,进而从材料、分系统(或部组件)、航天器3个不同维度,对质量屏蔽防护材料、静电防护材料、抗辐射功能材料、航天器局部辐射防护结构和整星辐射防护结构进行了探讨,最后对未来发展的方向进行了讨论。     

The Engineering Radiation Monitor for the Radiation Belt Storm Probes Mission

An Engineering Radiation Monitor (ERM) has been developed as a supplementary spacecraft subsystem for NASA’s Radiation Belt Storm Probes (RBSP) mission. The ERM will monitor total dose and deep dielectric charging at each RBSP spacecraft in real time. Configured to take the place of spacecraft balance mass, the ERM contains an array of eight dosimeters and two buried conductive plates. The dosimeters are mounted under covers of varying shielding thickness to obtain a dose-depth curve and characterize the electron and proton contributions to total dose. A 3-min readout cadence coupled with an initial sensitivity of ～0.01 krad should enable dynamic measurements of dose rate throughout the 9-hr RBSP orbit. The dosimeters are Radiation-sensing Field Effect Transistors (RadFETs) and operate at zero bias to preserve their response even when powered off. The range of the RadFETs extends above 1000 krad to avoid saturation over the expected duration of the mission. Two large-area (～10 cm²) charge monitor plates set behind different thickness covers will measure the dynamic currents of weakly-penetrating electrons that can be potentially hazardous to sensitive electronic components within the spacecraft. The charge monitors can handle large events without saturating (～3000 fA/cm²) and provide sufficient sensitivity (～0.1 fA/cm²) to gauge quiescent conditions. High time-resolution (5 s) monitoring allows detection of rapid changes in flux and enables correlation of spacecraft anomalies with local space weather conditions. Although primarily intended as an engineering subsystem to monitor spacecraft radiation levels, real-time data from the ERM may also prove useful or interesting to a larger community.     

航天用FR4 材料的本征电导率测试

介质材料电导率是影响卫星充电过程的重要材料参数,它决定着航天器上电荷的分布状态以及电流平 衡建立的快慢。常规的电导率测量方法完全不考虑空间真实带电环境,其测试结果用于卫星带电防护设计将会产生 较大的误差。本文建立了用传统三电极法和电荷衰减法测试介质材料本征电导率的测试系统,对卫星常用的FR4 材 料进行了测试,测试结果与国外的结果相近。     

ACTIVE SPACECRAFT POTENTIAL CONTROL

Charging of the outer surface or of the entire structure of a spacecraft in orbit can have a severe impact on the scientific output of the instruments. Typical floating potentials for magnetospheric satellites (from +1 to several tens of volts in sunlight) make it practically impossible to measure the cold (several eV) component of the ambient plasma. Effects of spacecraft charging are reduced by an entirely conductive surface of the spacecraft and by active charge neutralisation, which in the case of Cluster only deals with a positive potential. The Cluster spacecraft are instrumented with ion emitters of the liquid-metal ion-source type, which will produce indium ions at 5 to 8 keV energy. The operating principle is field evaporation of indium in the apex field of a needle. The advantages are low power consumption, compactness and high mass efficiency. The ion current will be adjusted in a feedback loop with instruments measuring the spacecraft potential (EFW and PEACE). A stand-alone mode is also foreseen as a back-up. The design and principles of the operation of the active spacecraft potential control instrument (ASPOC) are presented in detail. Flight experience with a similar instrument on the Geotail spacecraft is outlined.     

POWOW: power without wires: a SEP concept for space exploration

Electric propulsion has emerged as a cost-effective solution to a wide range of satellite applications. Deep Space 1 successfully demonstrated electric propulsion as the primary propulsion source for a satellite. The POWOW concept is a solar-electric propelled spacecraft capable of significant cargo and short trip times for traveling to Mars. It would enter aerosynchronous orbit and from there, beam power to surface installations via lasers. The concept has been developed with industrial partner expertise in high efficiency solar cells, advanced concentrator modules, innovative arrays, and high power electric propulsion systems. The latest version of the spacecraft, the technologies used, and trip times to Mars are presented. The POWOW spacecraft is a general purpose solar electric propulsion system that uses new technologies that are directly applicable to commercial and government spacecraft with power levels ranging from a LEO power level of 4 kW up to GEO spacecraft about 1 MW. The system is modular, expandable, and amenable to learning curve cost projection methods     

雷电地面电场分布的3维 DBM模型仿真参数影响分析

采用荷电圆盘雷云解析模型作激励源,利用电介质击穿模型进行了地闪先导放电高分辨力3维数值模拟,得到了先导近地500 m时概率指数和击穿发展阈值对地面电场分布的影响。通过计算机模拟,得到了概率指数η和击穿阈值Ecrit对地面电场分布的影响,同时也验证了这2个参数对建立放电模型的重要性,为通过这一模型进行任意雷电发生时的地面电场分布模拟奠定了基础。     

Electromagnetic characteristics of carbon nanotube film materials

Carbon nanotube(CNT) possesses remarkable electrical conductivity, which shows great potential for the application as electromagnetic shielding material.This paper aims to characterize the electromagnetic parameters of a high CNT loading film by using waveguide method.The effects of layer number of CNT laminate, CNT alignment and resin impregnation on the electromagnetic characteristics were analyzed.It is shown that CNT film exhibits anisotropic electromagnetic characteristic.Pristine CNT film shows higher real part of complex permittivity, conductivity and shielding effectiveness when the polarized direction of incident wave is perpendicular to the winding direction of CNT film.For the CNT film laminates, complex permittivity increases with increasing layer number, and correspondingly, shielding effectiveness decreases.The five-layer CNT film shows extraordinary shielding performance with shielding effectiveness ranging from 67 d B to78 d B in X-band.Stretching process induces the alignment of CNTs.When aligned direction of CNTs is parallel to the electric field, CNT film shows negative permittivity and higher conductivity.Moreover, resin impregnation into CNT film leads to the decrease of conductivity and shielding effectiveness.This research will contribute to the structural design for the application of CNT film as electromagnetic shielding materials.     

高风速下介质阻挡放电等离子体气动激励抑制翼-身组合体失速分离的试验研究

在较高风速下研究介质阻挡放电等离子体气动激励对翼一身组合体绕流流动的控制效果。结果表明：在来流风速100m／s的情况下,介质阻挡放电等离子体气动激励能较好地抑制流动分离,失速迎角推迟约30％,升阻比最大提高80％。研究结果为等离子体流动控制技术的应用奠定重要基础。     

航天器在轨全过程表面辐射热计算数值仿真研究

对在轨航天器表面辐射热计算进行了全过程数值仿真研究。航天器结构较复杂,针对不同结构进行区域分解,对几何模型进行相应的规则化,同时采用结构化网格和非结构化网格建立通用的计算网格自生成技术。仿真过程重点考虑了任意曲面的网格自动划分和任意形状交界面的数据传递,兼顾几何结构、物理过程、计算精度和计算速度。将有限元法和能束均匀分布法相结合计算角系数和辐射传递系数。将积分法和能束均匀分布法相结合计算外热流。由于在轨航天器表面多用多层隔热组件包裹,针对这部分结构采用节点网络法和控制容积法计算其表面温度,而未被包裹的结构采用有限元法计算其表面温度。对具有辐射换热关系的非连通区域温度场的有限元计算进行了分析和公式推导。最后,用Microsoft VC++6.0编程设计开发了近地轨道航天器表面辐射热计算仿真软件。