空间原子氧环境对常用热控涂层的影响

空间原子氧（AO）是影响低地球轨道（LEO）航天器在轨性能的主要空间环境因素之一,其强氧化性能够对热控涂层和组件造成危害。文章分析了空间AO及相关综合环境对白漆、黑漆、有色有机漆、薄膜、织物、二次表面镜等各类常用热控涂层在LEO长期使用时可能引起的环境效应和危害,提出了相关使用建议,以期为今后我国以空间站为代表的LEO长寿命航天器论证及研制提供技术参考。     

美国航天工业核心能力的特征

航天工业的实力彰显一个国家的军事、国防和经济实力。长期以来,美国一直是世界上航天工业最发达的国家之一。2011年9月14日,美国国家航空航天局（NASA）公布了研发大推力火箭的新计划,新火箭将借鉴航天飞机使用的液氢液氧发动机、燃料箱以及升级后的航天飞机固体燃料助推器。     

微波延迟线量值溯源研究

针对微波延迟线量值溯源的问题,提出了有效的量值溯源方法。简析了微波延迟线的结构及技术参数,阐述了微波传输电缆和声体波两种延迟线延迟时间的测量方法,分析并提出了用通用计量器具和专用计量器具对延迟时间进行量值溯源的两种方法。     

高强度铝合金7804-T6板材温拉伸本构方程

通过在293~573K的温度范围内和应变速率为0.0006~0.06s^-1下对高强度铝合金7B04-T6薄板进行温拉伸试验,研究了高强度铝合金温拉伸性能,以及该合金在升温条件下流变应力与变形温度、应变速率之间的关系,可以得出结论:合金的流动应力随温度的升高而降低,随应变速率的升高而升高;延伸率随变形温度的升高而增大,随应变速率的增大而减小,并基于Fields and Backofen方程建立了该型铝合金在温拉伸时应力-应变模型.     

技术成熟度评价在航天器地面环境试验中的应用

应国防武器装备采办中对技术状态控制、风险控制的需求,技术成熟度评价理论已在各主要航天国家得到广泛应用。通过分析美国和中国技术成熟度等级标准,提出了适用于航天器地面环境试验技术特点的8级技术成熟度等级标准和应用建议,以期为航天器地面环境试验技术状态管理提供一个行之有效的工具。     

高速冲击下块体金属玻璃动力学响应的实验研究

块体金属玻璃具有极高的力学强度,存在潜在的军事应用价值,实现其应用的关键在于认识材料在高应变率下的动力学行为特性。为此,利用飞片驱动速度可达3.5 km/s 的电炮加载装置,对一种新制备的锆基块体金属玻璃的动力学响应进行了实验研究。实验中,基于高精度DPS激光干涉仪测得的样品/窗口界面粒子速度波剖面,获得了新材料在应变率约为106/s下的冲击响应特性参数。在加载压力15~25GPa 范围下,确定的 Hugoniot弹性极限约为2.4GPa,线性拟合得到的冲击 Hugoniot关系为Ds=(4.4±0.1)+(0.58±0.08)up。     

射手模型优化与辨识及其对图像制导的影响

基于数据链通信的人在回路制导模式额外引入了射手动力学而且存在图像信号延时,含有射手动力学的控制回路会对目标在视场（LOS）中的误差角进行跟踪补偿,从而提升图像制导弹药的制导控制性能。为探究射手动力学和图像信号延时对人在回路制导性能的影响,基于真实的图像导引头模型及参数,设计校正网络以满足导引头稳定回路的性能需求;引入两类射手模型,针对射手模型2,优化模型结构并通过贴近真实环境的辨识实验得到动力学参数,弥补了现有建模的不足。基于射手对不同图像信号延时的适应性,对比研究了两类射手模型与不同图像信号延时对导引头控制系统稳定性、快速性和人在回路比例导引制导精度的影响。仿真结果表明：图像信号延时越长,导引头跟踪速度越低、误差角越大,制导系统的收敛时间越长;优化后的射手模型2及其参数辨识更准确地描述了射手的操作行为,对制导系统的影响较低且满足系统性能要求。     

单星导航HEO卫星初轨确定算法

HEO(Highly Elliptical Orbit)轨道卫星利用星载GPS(Global Positioning System)进行自主定轨面临的主要难题之一就是解决在单颗导航卫星条件下的初轨确定问题.从理论上分析了利用单颗导航卫星的观测量确定HEO卫星轨道初值的所需满足的条件,指出了利用F.G级数法求解初值存在的问题,提出了一种基于轨道根数约束的迭代批处理算法,该算法无需复杂的数学运算,避免了F.G级数法用短弧资料定初轨时系数矩阵秩亏的影响.仿真结果表明,当先验轨道根数误差在允许范围内取值时,在考虑轨道射入误差的情况下,初值的位置偏差在10⁴ m量级,速度偏差在10⁰ m/s量级,能够根据单颗导航卫星的短弧观测值可靠地完成轨道初值的确定.     

某卫星不同受力环境下精度测试方法的新思路

文章简要介绍了卫星精度测试过程中不同受力（包括空载、满载、充气、不充气）环境下所采取的一些新的精测思路,并通过具体的分析和计算,确定了不同的精测方法和步骤,其中涉及多基准的建立、转换及变形量的补偿等。共使用了７块立方镜、建立了4个基准,分步解决了卫星重力变形、卫星充气变形对精度造成的影响,满足该卫星的总装精度测量要求。     

表面缺陷对原子氧掏蚀效应影响的数值模拟研究

Kapton作为基底的热控涂层被广泛应用于航天器的外表层设计中,表面保护层中缺陷处所发生的掏蚀效应是近地轨道空间飞行时原子氧对此类热控材料作用的一种主要方式.文章通过蒙特卡洛方法研究了这些尺寸参数与原子氧效应之间的关系.结果表明,保护层缺陷的宽度直接影响进入缺陷内的原子氧的数量,空腔的"颈部"宽度与空腔最大宽度之比随着缺陷宽度增加,掏蚀深度的增加速度则随着缺陷的加宽而变小;保护层厚度主要对初次入射原子氧的入射过程有影响,加厚保护层可以减小原子氧的掏蚀深度和掏蚀空腔的宽度.这些结果可为原子氧防护层的设计提供参考依据.