航天器测控资源调度模型及算法

航天器测控资源调度问题研究的目的是通过一定的调度方法科学地分配有限的地面测控资源和最大化地完成航天器测控任务。在参考面向任务执行计划的航天器测控资源调度模型研究的基础上,文章提出了面向可见窗口的航天器测控调度模型,并给出了问题的确定性分支定界求解算法及其计算复杂度分析。最后,通过仿真计算验证了算法的有效性和实用性。     

航天器自动化测试与航天器测试语言

通过对航天器自动化测试需求的分析,总结出面向航天器自动化测试语言应具备的特征;通过对航天器测试业务中测试操作、测试流程、测试层次和体系结构的分析,给出了航天器测试语言的两种类型的语句,常规测试语句和专用测试语句,并将航天器专用测试语句分为操作类语句、数据类语句、时间类语句和控制类语句,给出了这4种专用测试语句的定义及其形式化描述.该语言对提高我国航天器测试业务的效率和测试人员的工作效率、促进航天器测试自动化研究的发展将起到一定的推动作用.     

航天器表面充电模型研究Ⅰ—空间电环境模型研究

航天器表面充电研究表明充电状态与空间电环境和航天器自身情况有着极为密切的关系。空间电环境是导致航天器表面充电的直接客观原因,它受太阳活动和地磁活动的强烈影响。研究空间电环境状态是认识航天器表面充电原因的基础。本文对已提出的许多空间电环境模型作了较为全面的综述和讨论     

基于可视化模型的可重构航天器概念设计方法

针对可重构航天器需要考虑几何和性能双重约束的特点，为了充分发挥概念设计阶段具有较大创新空间的优势，提出了一种基于可视化模型的可重构航天器概念设计方法，给出了具有良好开放性和可扩展性的平台体系框架，搭建了具有高真实度交互界面和快速性能评估功能的可重构航天器概念设计平台，可实现不同可重构航天器构型的拼装。算例表明，所提出的概念设计方法可以满足可重构航天器的概念设计需求，搭建的平台能为可重构航天器概念设计方案论证提供条件保障。      

高速撞击梯度电势靶板产生等离子体诱发的放电

针对在轨运行航天器在空间等离子体环境和空间带电粒子活动下诱发航天器表面梯度电势存在的客观现实,航天器在空间碎片的撞击下会诱发表面带电或深层电介质带电的航天器放电。为了在实验室模拟航天器表面存在电势差的真实情况,采用对航天器外表面分割的方法,在分割的表面间预留不同间距且在2靶板间加装电阻的方法创造具有梯度电势的高电势2A12铝板作为靶板。利用自行构建的梯度电势靶板的充放电测试系统、超高速相机采集系统和二级轻气炮加载系统,开展高速撞击梯度电势2A12铝靶的实验室实验。实验中,弹丸以入射角度为60°（弹道与靶板平面的夹角）、撞击速度约为3 km/s的条件撞击间距分别为2、3、4和5 mm的2A12铝高电势靶板,利用电流探针和电压探针采集放电电流和放电电压。实验结果表明:放电产生的等离子体形成了高电势与低电势靶板间的放电通道,且在梯度电势靶板间距分别为2、3 mm时诱发了一次放电,放电电流随高低电势靶板间间距的增加而减小;在梯度电势靶板间距分别为4、5 mm时诱发了二次放电,放电电流随高低电势靶板间间距的增加变化不明显。      

激光航天器

当今的航天器都需要随身携带能量。如果不再携带燃料和大型的元件,只通过高强度的激光或微波把能量传递给航天器的话,太空旅行的成本就会大幅降低。在过去几年里,由美国航空航天局和美国空军联合发起的实验正在验证一种航天器,我称它为激光航天器。它可以沿着一条从地面发射的脉冲红外激光束飞行。航天器上的反射面可以把光束变成一个光环,以此把空气加热,使空气温度差不多能达到太阳     

模型数据混合驱动的航天器健康监测技术

针对现有纯数据驱动的航天器健康监测技术不能覆盖非测控弧段,遥测数据有限,无法满足功能复杂化、任务多样化、在轨时间长期化的航天任务需求的问题,提出一种模型和数据混合驱动的航天器健康监测系统架构.该系统以高保真的数字化模型为基础,通过遥测数据与模型的融合,实现对航天器全时间段、连续可靠的状态监控及状态预示.本文对架构中模型实现、遥测数据与模型数据融合、故障诊断等关键技术进行详细描述,并说明在某型号航天器任务过程中的应用验证情况.     

航天器热网络模型及其系数修正方法

叙述了目前航天器热网络模型与航天器实际换热之间的偏差,提出了利用航天器稳态热平衡试验结果进行热网络模型及其系数修正的方法。通过对某仪器舱热平衡试验数据的处理,实现了对该仪器舱热网络模型及其系数的修正,并对修正的结果进行了讨论。     

航天器实验模型的热网络分析

采用航天器热控系统设计中常用的热分析计算方法——节点网络法,对一航天器实验模型进行了温度计算,并将计算结果与实验数据进行了比较。采用修正后的网络系数,大部分仪器温度计算值与实验值差值的绝对值在３℃以内,少数在３℃～５℃之间,极个别超过５℃。     

漫话航天器命名

运行，具有一定功能并执行一定任务的飞行器，称为航天器。航天器包括人造卫星、载人航天器(载人飞船、空间站和航天飞机)和空间探测器(月球探测器、行星探测器等)。航天器的名字通常由二、三个字组成，却往往包含丰富的文化蕴涵，可从一个侧面映射出某种民族传统和特色。     

空间任意形状凸面的轨道空间外热流计算方法

采用蒙特卡罗（ＭｏｎｔｅＣａｒｌｏ）方法，进行了平板、半球面、抛物面的地球反照角系数和地球红外角系数计算，通过与文献数据的比较，证明了由此方法所编程序的可靠性和实用性。利用这种方法，可以计算空间任意形状凸表面的轨道空间外热流。     

载人航天器舷窗玻璃的强度特性

通过对玻璃强度理论的综述，分析了舷窗玻璃的强度特性。指出舷窗玻璃强度设计必须以玻璃的断裂机理为依据，而不能仅按传统上的杭张强度或抗折强度等指标作为选材标准。舷窗玻璃的强度受表面微裂纹影响很大，要保证舷窗玻璃强度达到设计和使用要求，必须对玻璃表面的裂纹进行严格的控制和检测。考虑到玻璃的亚临界裂纹生长，舷窗玻璃使用前应避免在大气环境中长时间受力。在舷窗结构设计时还应避免使处于张应力的表面与水分接触。     

星用两种表面涂料电导性能评价

本文简略讨论了两种星用表面涂料956灰漆和绿漆的制备工艺;实验研究了这两种涂层室温下在模拟空间真空、电子辐照和太阳辐照环境中其电导性质随空间环境的变化。由此可以预测它们在空间轨道上运行时表面的充电状态及应用于高轨道的可能性。     

星用材料静电放电信号分析

地球同步轨道卫星的在轨故障分析表明,ESD(静电放电)是导致卫星故障的重要原因之一,它约占故障总数的30%左右。文章叙述了ESD 信号的定量分析方法并报导了若干星用材料的充电和放电特性,其中包括Ag-SiO_2微晶玻璃、S-853白漆、SB-3消光黑漆、阳极化铝等材料。     

几种材料的磁层亚暴环模试验

<正> 一、引言星际空间存在运动着的带电粒子。当太阳风粒子到达地球磁层顶且随着太阳风粒子而来的星际磁场,指向地磁南极时,太阳风中的感应电流产生的附加场使地磁场发生畸变。迎着太阳的一面较为扁平,而背着太阳的一面形成一个很长的磁尾。在磁尾区,太阳风粒子的注入(它们的能量为几十电子伏到几千电子伏)引起了高能粒子的大量增加。这些高能粒子在     

低轨航天器致空间等离子体尾流

建立起一个低轨道航天器引起的等离子体尾的二维计算机模式，结果表明：（１）尾流的宽度随表面负电位值的增加而变窄。（２）随离子马赫数增加尾流位垒变宽；（３）对正电位表面情况尾流近区有电子聚集，并且离子的放空更远。     

一类航天器智能自适应控制方法探讨

针对现代航天器对控制任务的需求特点,基于航天器对象特征模型知识描述,提出了具有多层结构的智能自适应控制系统概念。作为本方法的原理基础,分别给出了关于一类高阶对象的低阶时变等效模型的定理及其推论;以及广义补偿基本定理及其推论;然后介绍智能自适应控制器三个层次的基本设计要点。最后对带有太阳帆板展开的航天器姿态控制进行了仿真研究,结果初步表明本智能自适应控制方法的有效性。     

典型二次曲面实时成象的改进算法

在旋转的空间几何模型的Ｐｈｏｎｇ光照模型分析基础上，基于以往的二次曲面等灰度理论，提出了一种新的镜面反射模型和投影等灰度线生成算法，该算法很好地解决了典型二次曲面在三维空间旋转任意角度之后实时地生成Ｐｈｏｎｇ模型光照图象，为二次曲面图元接拼形体奠定了良好的基础。     

航天器表面充电状态被动控制用的导电膜

本文说明了航天器表面充电状态被动控制的概念及其优点。用反应磁控溅射技术制备了适用于充电状态被动控制的氧化铟/锡膜、氧化铟膜及氧化锡膜。给出了这些膜的透过率、发射率、表面电阻率。在模拟空间(含亚暴)的环境条件下,对这些膜的充电特性作了评估。实验和测试表明这些薄膜性能完全符合NASA提出的规范要求。     

万有引力场中带挠性轴太阳帆板航天器的姿态稳定性

研究了万有引力场中带挠性轴太阳帆板航天器的姿态运动、导出了航天器系统的广义势能,利用Liapunov直接方法判断带挠性轴太阳帆板航天器在轨道坐标系内相对平衡的稳定性,得到航天器姿态稳定性的充分条件。讨论了挠性轴扭转刚度及太阳帆板质量几何等因素对航天器姿态稳定性的影响。