新型宽带宽波束圆极化卫星导航终端天线的设计与实现

卫星通信与卫星定位系统的应用发展，对终端设备天线的性能提出了更高的应用需求。为实现宽频带宽波束圆极化天线的设计，采用正交移相馈电网络对含有背腔的交叉偶极子天线馈电，实现了宽带圆极化单向辐射特性，同时利用磁电偶极子对交叉偶极子进行加载，展宽了天线的波束宽度，促使天线在50.7%的相对带宽内S11＜-10dB，在1.3~1.75GHz的频带内轴比小于3dB，轴比小于3dB的圆极化波束宽度可达180°，增益不小于6.6dB。经实测验证，所设计的天线具有宽频带宽波束特性，同时具有结构紧凑、性能稳定的优点，适用于卫星通信与导航终端系统。     

载人航天器体装太阳电池阵有效发电面积计算方法

航天器的发电能力与太阳电池阵有效发电面积成正比。针对圆柱形载人航天器，提出了一种体装太阳电池阵有效发电面积计算方法。首先，将太阳电池阵沿圆周方向划分为多个子阵，通过坐标变换，计算太阳矢量与每个子阵法线的夹角（即太阳入射角）；然后，将每个子阵面积与对应太阳入射角的余弦相乘并求和，得到体装太阳电池阵的有效发电面积。对不同轨道日照角、不同飞行姿态下体装太阳电池阵有效发电面积进行仿真分析，仿真结果表明:三轴对地姿态下平均有效发电面积为安装面积的25%~32%，通过固定角度偏航可将有效发电面积提高至安装面积的30%~44%。      

纵向波纹隔热屏气膜冷却特性实验

针对加力燃烧室纵向波纹隔热屏气膜冷却效果开展了细致的实验研究,利用红外热像仪测量了隔热屏壁面的温度分布,分析了隔热屏板型、吹风比、开孔率等参数对气膜冷却效率的影响。实验中板型选取了平板和纵向波纹隔热屏,吹风比变化范围是0.5~3.0,开孔率变化范围是1.4%~3.7%。结果表明:相比于平板隔热屏的气膜冷却效率沿程逐渐增加,纵向波纹隔热屏的气膜冷却效率随波纹板的起伏而起伏且大于平板隔热屏;随着吹风比的增加气膜冷却效率逐渐加大,在吹风比为3.0时达到最大值;气膜冷却效率在波峰处低,波谷处高,整体上随波纹板的起伏而波动,吹风比越小,气膜冷却效率随波纹板的起伏变化越明显;高吹风比(吹风比为2.0~3.0)下,气膜冷却效率沿程变化与增幅较为缓慢;整体上,随着开孔率的增加气膜冷却效率逐渐加大,小开孔率(开孔率为1.4%、2.7%)下的气膜冷却效率相差不大,但在次流背风侧,开孔率小的气膜冷却效率要小于开孔率大的气膜冷却效率。      

同轴离心式喷嘴热声不稳定性递归分析

为获得同轴离心式喷嘴燃烧动力学特性，开展了喷注单元稳定性试验研究。试验中燃料流量不变，随氧化剂流量增加，热声系统依次经历了燃烧噪声状态、阵发状态和准周期振荡状态。采用递归方法对实验结果进行分析。首先，利用交互信息法和虚假最邻近法分别求解最优延迟时间和嵌入维数，获得了典型工况下的相空间轨迹图。其次，递归图分析表明系统出现了第II类阵发现象，意味着系统发生了亚临界Hopf分叉，与实验结果一致。最后，递归量化分析表明，确定率可以将阵发状态和准周期振荡状态与燃烧噪声状态区分出来，并可以对热声振荡进行预报。     

基于有限Fourier级数的航天器转移轨迹设计

针对航天器小推力转移轨迹的初始设计问题，利用基于三阶Fourier级数的设计方法实现了航天器小推力的多圈转移。同时，基于有限Fourier级数的形状法，对具有多个约束条件的小推力多圈转移轨迹进行了优化设计。选取了共面同轴同偏心率的初始和末端轨道位置，对所提出的方法进行了仿真验证。结果表明：与改进逆五阶多项式形状法相比，所提出的方法虽然增加了转移时间，但当转移圈数为5圈、有限Fourier级数的项数为10时，可减少将近75%的转移速度增量，同时大大减小了所需的最大推力加速度的值。     

绕月微卫星精确撞月轨道设计

为实现约束条件下的精准可控撞月,提出了基于Lambert问题的精确撞月轨道设计方法。通过求解Lambert问题,可得到撞月轨道轨控时刻的速度脉冲初值解,然后通过打靶法迭代得到撞月轨道的精确解。以"龙江二号"微卫星轨道为例,对撞月点经纬度的覆盖性,以及燃料约束下同一撞月点可行的轨控弧段进行全面分析。最后,通过月球南极水冰探测的撞月轨道设计案例,以验证本文提出的轨道设计方法的有效性。     

Advanced Pulsed Plasma Thrusters and Their Application as a Part of Small Spacecraft Propulsion Systems

The paper presents the research results of the effect of a capacitor energy storage device configuration on the specific characteristics of advanced modern propulsion systems based on the ablative pulsed plasma thrusters (APPT). These thrusters are designed to perform specific tasks within the small spacecrafts with the onboard power capacity up to 200 W.     

Efficiency Estimation of Electrothermal Thrusters Use in the Control System of the Technological Spacecraft Motion

The influence of various control systems of the orbital motion of a technological spacecraft on the level of microacceleration of its internal environment is simulated. Conclusions are drawn about the effectiveness of control systems with different actuators for realization of certain gravitationally sensitive processes onboard a spacecraft.     

基于粒子群算法的多波位高度估计方法

为解决雷达斜视模式下对目标区域的高度估计问题,提出了一种基于粒子群算法的多波位高度估计方法。利用粒子群优化算法建立约束条件和目标函数,通过多次迭代使目标函数趋于一个最优值,同时得到高度的最优解。利用粒子群优化算法求解多波位测高方程组可减小方程组近似处理误差。此外,利用粒子群优化算法可随时更改波位数目,增强了该测高方法使用的灵活性,有效提高了高度估计精度。通过理论仿真和实测数据仿真分析,验证了粒子群优化算法在求解多波位测高方程组时的有效性。结果表明:该方法具有较高的高度估计精度。