含DNTF改性双基推进剂的晶析

采用扫描电镜研究了影响含DNTF改性双基推进剂晶析的因素,并对抑制晶析的方法进行了探索。结果表明,随配方中DNTF含量增加,推进剂表面的晶析量先增加、后减少。随配方中溶棉比的降低,推进剂表面的晶析量减少。以NG和以三乙二醇二硝酸酯(TEGDN)为溶剂时,推进剂均会出现明显的晶析现象。采用3%NC的丙酮溶液涂覆,可明显减少晶析量;在推进剂配方中,加入少量聚合物BA可完全抑制晶析。     

一种适应箭载电磁环境的无线电能传输系统屏蔽优化方法

对SS型拓扑结构的磁场耦合谐振式无线供电系统进行了建模与分析,利用交流阻抗分析法建模,着重分析自感、互感参数对系统传输功率和传输效率的影响;对应用在箭上的无线电能传输系统,考虑其电磁兼容性,分别使用铁磁性金属与非铁磁性金属对谐振器进行屏蔽,分析其对传输性能的影响;针对特定条件下的参数,提出了基于互感耦合参数的性能优化指标,为达到此指标设计相应的电磁屏蔽方案;并分析屏蔽优化后的其他指标,进行实物实验验证。     

星载硬质吸波材料真空功率耐受性能验证

星载吸波材料是复杂空间环境条件下天线、微波部组件大功率使用中满足隔离度要求的核心部件。本文研究了星载吸波材料真空功率耐受性能和吸波材料原材料制备工艺关键要素之间的关系,文中首先介绍了星载吸波材料电磁波吸收机理,其电磁参数直接关系到电磁波吸收性能优异与否;接着给出了影响电磁参数稳定性的原材料制备关键要素,以及成型材料的机加工艺特点;随后构建了一套星载吸波材料功率耐受性能的验证平台,开展功率试验;对两种工艺固化方法制备的原材料,分别制作了波导型吸收负载试验件进行试验验证。结果表明：（1）未进行高温预处理的吸波材料,残存未固化的小分子,会导致在高温真空工况下可凝挥发物析出增多,与外导体镀银层发生氧化反应,进而使负载组件的驻波变化率较大;（2）经过高温预处理后的吸波材料,在高温下的真空质损和可凝挥发物均得到了有效控制,其电磁参数也趋于稳定,负载组件的驻波变化率试验前后差异不大。因此,吸波材料原材料工艺制备过程中高温预处理属于关键要素;该工艺固化方法的有效实施将有助于星载吸波材料的应用,提高航天器在轨服役可靠性和安全性。     

多航天器协同探测星簇构型探测效能的评价方法

为定量评估不同星簇构型设计的探测效能以进行各航天器的轨道设计,基于空间四面体构型的体张量定义,分析现有空间四面体构型的评价参量,并采用将空间五航天器构型分解为“五个四面体”和“主四面体加第五点问题”这两种方法定量评价空间五点协同探测星簇构型的探测效能。最后利用项目组已有的五个航天器在一个轨道周期内的模拟轨道数据对所提出的方法进行仿真,结果表明所提出的方法可以较好地评价空间五点构型的探测效能。     

环火星自主导航系统设计及参数优化研究

当前火星探测器环绕段的导航信息主要依赖地面深空探测网提供,基于光学成像的导航方式尚不能提供较高的导航精度。因此提出一种应用相对测量的探测器实现火星环绕段的自主导航。两颗编队飞行的探测器进行相对测量,观测信息为探测器之间的相对视线矢量(LOS)。同时利用主星的星敏感器确定星体在惯性空间的姿态,将观测信息转换至惯性系下获得简化的观测方程,使用扩展卡尔曼滤波器(EKF)对卫星的轨道进行确定。介绍了具体导航方案的实现方法和技术细节,使用粒子群优化方法(PSO)对模型设计的相关参数进行优化,导航精度得到明显提高。实现位置确定精度10 m,速度确定精度0.01 m/s。为设计最优的编队导航系统参数提供了有效思路。     

一种空间交会绕飞段的小推力滑移制导方法

小推力技术在空间交会任务中应用前景巨大,可用于长期绕飞和快速绕飞任务．研究滑移制导方法在空间绕飞中的具体应用,给出任意空间绕飞任务的描述方式,推导任意平面内的圆轨道绕飞和椭圆轨道绕飞公式．考虑实际工程需要,研究基于小推力发动机的滑移制导方法在工程上的实现问题,仿真验证了小推力技术在绕飞任务中的工程可行性．     

X射线脉冲星/SINS组合导航研究

X射线脉冲星导航是一种新兴的天文导航方法, 该导航方法可靠、稳定, 不受近地空间的限制, 但在轨道机动过程中导航精度不高. 针对此问题提出了X射线脉冲星/SINS组合导航方法, 对该方法的应用效果进行了数值仿真分析. 结果表明, X射线脉冲星/SINS组合导航在轨道机动过程中具有较高的导航精度, 有效抑制了惯性导航误差随时间的漂移, 提高了X射线脉冲星导航方法的通用性, 为X射线脉冲星导航的工程应用奠定了理论基础.      

快速绕飞卫星空间圆编队设计方法

连续小推力条件下,针对圆参考轨道卫星,推导了满足快速绕飞条件的空间圆编队动力学模型。分析了一个绕飞周期内的燃耗情况。在绕飞周期确定的条件下,给出了最小燃耗的计算方法,并利用数值方法验证了所推导公式的正确性。计算结果表明,在高度为500km的圆轨参考道卫星实现周期为10分钟、半径100m的空间圆绕飞,一个绕飞周期所需最小速度增量约为4.77m/s。文章提出的基本设计原理并不局限于空间圆编队,也可用于其它快速绕飞编队的设计工作。
     

基于拟平均根数之差的航天器相对导航UKF滤波算法

针对星载雷达数据(距离及其变率、角度及其变率),推导了以相对拟平均根数为状态变量的星间相对导航UKF滤波算法.建立了包含J2一阶长期项摄动的状态转移方程.推导了无奇点的相对拟平均根数与相对位置速度之间的转换矩阵,并分析了坐标变换中被忽略的二阶项的影响,对转换矩阵的精度进行了有效补偿.提出以相对位置速度为直接观测量,设计了具有自调整功能的测量误差协方差阵,避免了建立观测方程时状态量对直接观测量的繁琐偏导计算.仿真结果证明了该算法的有效性.     

自由段弹道扰动引力计算的球谐函数极点变换

为提高弹道导弹自由段扰动引力赋值速度,提出了自由段扰动引力计算的球谐函数极点变换一般方法。重点针对轨道动量矩与天球交点为极点及主动段关机点为极点两种情况,推导了考虑侧向偏差和地球旋转修正的扰动引力计算的球谐函数极点变换模型。仿真分析表明:从落点偏差来看,前者扰动引力计算相对误差为1.89%,后者为6.07%,满足诸元和制导精度要求。