基于统计学方法的卫星在轨热变形快速分析

为使用在轨实测温度数据辅助完成成像载荷视轴指向的在轨标定,首次将应用于地统计学中的普通克里格法用于卫星在轨温度场的无偏估计,提出了一种基于统计学方法的在轨热变形快速分析方法。应用热试验过程中星上少量温度实测数据进行卫星温度场的无偏估计,并将温度计算结果赋值到有限元模型,进而完成了热变形分析。应用此种方法,相比通过热物理方法进行温度场分析,可将热变形分析的工期缩短数日,且载荷变形的分析结果与试验实测结果的误差在1′左右,可较准确地得到载荷视轴在热变形作用下的指向变化。文章可为卫星在轨热变形的快速分析提供参考。     

低速冲击下复合材料加筋板的损伤阻抗性能

为确定冲击能量、几何尺寸对低速冲击下复合材料加筋板损伤阻抗性能的影响,对3组工型加筋板进行了试验和数值模拟研究。通过落锤式低速冲击试验,得到了试验件的接触历程、凹坑深度和分层面积等损伤特征。基于引入纤维断裂损伤的各向异性弹塑性理论建立了有限元(FE)模型,对试验件凹坑深度进行了模拟预测,模拟结果与试验结果吻合较好。研究表明,复合材料加筋板凹坑深度随冲击能量的变化曲线存在拐点,拐点后表面冲击部位出现纤维断裂。随着冲击能量的增大,试验件的最大接触力不断增大,而分层起始载荷及分层面积则变化不大。含1.5 mm深凹坑试验件对应的冲击能量和最大接触力随筋条或蒙皮厚度的增大而不断增大,而分层起始载荷仅随蒙皮厚度的增大而增大。      

新型防松管路连接副的接触特性分析

针对新型航空发动机管路连接副,研究了其在安装过程和松动过程中的接触特性。首先,将连接副的安装-松动过程划分为3个阶段,并对这3个阶段的摩擦力和接触压力进行了解析推导,分析了摩擦力和接触压力的变化规律。然后,建立了管路连接副的轴对称有限元模型,并对其进行了非线性瞬态分析。最后,基于施加位移载荷的方法模拟了连接副的安装和松动过程,研究了接触面的滑移量、接触压力、摩擦力和接触压应力的变化规律。同时研究了不同预紧力对连接副接触压应力的影响。结果表明:松动过程在滑移点前后可以分为2个阶段,这2个阶段中接触面的接触特性有明显区别;连接副接触面的接触特性只与接触面参数和预紧力大小相关,与管径、材料等其他因素无关。本文研究的安装与松动过程中接触特性变化规律在工程上可以指导新型管路连接副的设计工作。      

基于约束优化的舰艇区域防空作战能力需求生成

作战能力需求生成是在满足多约束条件下完成的,寻求约束集是能力需求生成的重点;以舰空导弹区域防空为背景,通过对作战需求约束、能力需求约束、技术发展约束以及其他因素约束进行综合分析,提取制约能力指标生成的约束集,建立舰艇防空作战效能目标函数,采用基于罚函数法的快速粒子群算法进行能力指标的约束优化求解;以最大预警距离为变量,对其他作战能力指标优化前后的曲线图进行仿真验证,定量生成舰艇区域防空作战所需的能力指标值,验证了模型算法的可行性,为舰艇区域防空作战能力需求生成提供了定量化依据。      

月面钻进真空环境模拟装置的设计与验证

探月工程（三期）项目提出了在月面进行至少2 m深度的钻取采样任务,前期需要在地面进行模拟月面钻进过程热特性的研究,为此本文发明了一套月面真空环境模拟装置。根据模拟月壤钻进试验的要求,设计了一种可从底部抽气的三段式可多次拆装的真空罐结构。考虑到模拟月壤的颗粒大小和快速抽真空的要求,设计了一种筛网状具有多层过滤结构的月壤筒。根据在真空度不变的条件下可进行连续多次钻进试验的要求,设计了可从外部操作的具有缺齿结构的月壤筒转动机构。由真空度要求和可耐粉尘的特性要求,选取了三级扩散泵组。实验表明,在不放置模拟月壤的情况下,本环境模拟装置中的真空度可达10-1 Pa,在放置模拟月壤的情况下,真空度可达7 Pa,能够满足模拟月面钻进过程热特性试验的要求。此外,通过测量抽真空过程中真空度随时间的变化情况还得出了模拟月壤出气量曲线,对模拟月壤真空系统的实验应用具有重要价值。      

PN码相位精确测量的累加最小二乘法

利用最小二乘（LS）法可以实现PN码相位的精确测量,但该方法对粗同步要求高,难以满足实际工程需求。给出了一种新的累加LS法的实现结构,在该结构下根据鉴相曲线的波形变化特征,利用累加后的离散鉴相曲线的最大值和最小值点作为特征基准点,取最值之间的数据进行LS线性拟合,实现粗同步于半个码元宽度以内的伪码相位精确测量。理论分析表明,该方法的鉴相特性呈线性特征,可以有效使用累加LS线性拟合方法。仿真结果表明,该方法相比于其他方法使用范围更广,测量精度更高。      

深空探测光学导航敏感器在轨几何定标方法

光学导航敏感器是光学自主导航的一个核心器件,它所获得的导航目标源的光线指向的精度将直接影响自主导航的精度。设计了一个分步式的光学导航敏感器在轨几何定标方法,该方法先求解外定标参数,然后在外定标所确定的广义相机坐标系下求解内定标参数,从而完成对内外定标参数的标定。为了在星上计算资源与能力有限的环境下,利用更多的参考星图实现对定标参数的高精度估计,利用逐行法化最小二乘方法估计定标参数。实验表明,通过高精度的在轨几何定标,可以有效提高光学导航敏感器的指向量测精度,使其满足光学自主导航的需求。     

基于寿命法的压力敏感涂料静/动态特性实验

压力敏感涂料测量技术在内外流表面压力测量方面具有独特的技术优势。涂料光谱特性及"传感器"特性的研究对于分析喷涂固化中环境差异等不可控因素的影响程度、检验拟用涂料配方特定试验的适用性具有十分重要的意义。为此,以一种在研的磷光压力敏感涂料为对象,基于自主研发的静态校准系统对发光寿命随压力与温度的变化规律进行了实验研究,通过对测量结果的拟合分析发现所用涂料的温度适用范围在30~60℃之间,且可进行温度敏感度修正;基于自主研发的高频动态压力光学校准系统对涂料在不同压力脉动频率下的涂料发光寿命峰峰值规律进行了实验研究,通过分析研究确定所用涂料基于发光寿命的截止频率上限为0.94 kHz。实验研究进一步验证了涂料特性静动态校准组合方法的可行性与有效性,为压力敏感涂料配方的研发及其应用拓展提供了重要的技术支撑。     

基于矩化GO法的某型电动飞机扰流板系统可靠性

扰流板冗余系统提升了新能源电动飞机的可靠性。采用GO法建立电动飞机扰流板系统可靠性模型,设计SIMULINK仿真界面,针对操作符11给出一种新的运算模块。针对扰流板冗余系统设计一种矩化操作符,给出运算流程,有效减少传统GO法在冗余系统建模工作量,利用故障树分析法对结果进行验证。结果表明,本文提出的方法切实可行,为新能源电动飞机扰流板系统可靠性分析提供了新的思路。     

涡轮基组合动力与火箭的耦合特性分析及匹配优化设计

基于高斯伪谱航迹优化方法,建立了"火箭辅助型涡轮基组合动力"的飞行器/推进系统匹配分析方法,针对地面水平起降、以马赫数5巡航的高超声速飞行器,以巡航航程最远为目标,完成了涡轮基组合动力（TBCC）与火箭的耦合特性分析及匹配优化设计。研究结果表明：对于可行的TBCC方案（起飞推重比为1.0）,引入合适推力的火箭有助于提升加速爬升段的总效率并降低质量消耗,且对巡航航程有着一定的提升（4%起飞重量推力火箭可增加航程0.97%）;对于不可行的TBCC方案（起飞推重比为0.8）,引入火箭不仅可实现推进系统方案的收敛,且其巡航航程相比可行的TBCC方案最多可增加7.9%。考虑到TBCC较大的"死重"和较低的单位迎面推力对巡航性能的不利影响,结构质量占比为25%的巡航型飞行器建议采用"13%起飞重量推力火箭辅助起飞推重比为0.7的TBCC "推进系统。相比之下,结构质量占比为55%的加速型飞行器建议采用" 5%起飞重量推力火箭辅助起飞推重比为0.98的TBCC"推进系统。