预载荷作用下管路结构动强度评估方法

针对现阶段航空航天管路结构环境试验存在的问题,研究了管路结构在预载荷及随机振动试验条件作用下的动强度特性的分析方法,明确了由预载荷引起的微分刚度、预应力在结构振动响应计算及疲劳寿命分析时的区别及处理方法,提供了一种可定量预估管路结构在多种试验环境作用下随机振动疲劳损伤的分析方法,该方法解决了真实环境试验条件如何表示预期使用环境的问题以及真实环境试验条件与预期使用环境不一致对管路结构动强度造成的影响如何进行评估的问题。通过对管路结构的仿真,分析了管路的动强度薄弱点以及剩余强度系数和疲劳寿命,验证了该方法的有效性,从而为分析管路结构在真实使用过程中的环境适应性以及可靠性提供了一定工程指导。      

飞行器助推段振动环境分析

对飞行器助推段非平稳随机振动信号采用局部平稳模型进行分析,把此段非平稳随机信号的时变谱分解成2个独立的过程:决定时变均方值的确定性过程和决定频率特性的平稳随机过程.利用小波分析对确定性信号和随机信号进行分离,用信号的全部带宽计算非平稳信号的时变均方值,缩短了平均时间,减少了偏置误差;用信号的整个持续时间确定非平稳信号的谱特性,提高了频率分辨率,减少了随机误差.对分离出的平稳随机振动自功率谱密度进行了归纳,得到了飞行器助推段的振动环境.      

卫星微振动液阻隔振器建模与试验研究

卫星微振动隔振器建模是进一步整星振动仿真、优化和控制的基础。针对五参数分数阶导数模型无法描述液体阻尼式卫星隔振器幅变特性的缺点,根据试验数据,分别对各位移振幅激励下的隔振器的动特性曲线进行参数识别,根据参数识别结果,对五参数分数阶导数模型进行幅值相关性修正,引入幅变因子。由仿真结果与试验结果的对比可知,引入了幅变因子的分数阶导数模型可以很好地预测隔振器的幅变特性。在提出的改进型分数阶导数模型的基础上,进行了模型参数影响分析。所提出的建模方法可为微振动隔振器的设计和分析提供参考。      

振动传感器温度灵敏度校准装置的振动传递机构设计

讨论了一种用于振动传感器温度灵敏度校准的振动传递机构的材料选择和结构设计方案,同时对其进行了模态分析与试验、热传递特性试验等.结果表明,该机构具有较好的刚度和隔热特性,能够满足振动传感器温度灵敏度的校准要求.     

200N·m·s控制力矩陀螺随机振动试验控制谱高频超差的研究

针对200N.m.s控制力矩陀螺在随机振动摸底试验中出现的控制谱高频超差问题,分析了控制谱高频超差的主要影响因素,提出了从提高试验夹具性能、在振动试验夹具和振动台面间增加粘弹性阻尼来解决随机振动过程中控制谱高频超差的方法,并通过了鉴定产品鉴定级随机振动试验的验证.     

微振动对高分辨率TDICCD图像辐射质量影响

微振动是影响高空间分辨率遥感卫星成像质量的重要因素之一。主要针对微振动对时间延迟积分电荷耦合器件（TDICCD）图像辐射质量的影响规律进行研究,一方面对微振动的影响规律有更深入的研究,另一方面反过来为微振动的抑制提供参考和建议。首先结合成像器件与目标存在相对运动时的曝光成像规律和TDICCD相机成像原理,建立了微振动下TDICCD相机成像的仿真退化模型。然后利用该模型进行仿真计算,得到了仿真退化图像。最后,针对不同的影响因子,包括微振动的振幅、频率以及TDICCD相机级数,分别研究了其对图像辐射质量的影响规律,并结合理论或者工程实际进行分析,其结果基本一致。     

非高斯随机振动的模拟方法

随机振动台根据功率谱密度（PSD,Power Spectral Density）生成的信号为高斯信号,而实际振动环境有时是非高斯的,因此随机振动实验常常无法准确模拟产品在真实振动环境下的失效情况。通过两个案例分别对均方根值（RMS,Root Mean Square）不随时间变化和随时间变化的非高斯随机振动进行了模拟方法研究。案例1利用Hermite多项式法对高斯信号进行了转换,在保证功率谱密度不变的同时得到了具有指定峭度的RMS不随时间变化的非高斯信号,但该方法对于输入的峭度有限制,当输入峭度大于10时,误差达到了20%。案例2利用一种新方法对实测的RMS随时间变化的非高斯振动进行了模拟,模拟后得到的非高斯信号和实测信号具有相同的功率谱密度、峭度以及概率分布,验证了新方法的准确性。     

高超声速飞行器冲压燃烧室随机振动响应分析

利用高超声速冲压发动机燃烧室结构试验结果完成了地面试验状态下燃烧室壳体复杂结构随机振动响应分析,并与试验结果进行了对比分析,试验验证了所采用的飞行器复杂结构随机振动响应分析方法和技术途径.在此基础上,采用试验压力载荷数据,对飞行状态下燃烧室结构的随机振动响应进行了分析,得到燃烧室结构加速度响应的功率谱密度曲线及均方根值,该项工作对飞行器的动力环境初步预示工作具有重要的工程应用价值.      

基于EMD及PNN的航天器振动环境分析

针对航天器非平稳随机振动信号模态频率密集的特点,提出了基于经验模式分解EMD (Empirical Mode Decomposition)的多分量过程神经网络PNN(Process Neural Network)自回归模型.通过EMD对原始时间序列进行分解, 使之成为一组不同尺度的局部正交本征模函数IMF(Intrinsic Mode Functions),利用PNN对每个IMF分别进行时变参数分析并以此确定其时变自功率谱密度,对所有分量的时变自功率谱密度通过叠加进行重构, 以此得到原始信号的时变自功率谱密度.仿真结果和实例分析表明:和传统的时频分析法相比,该方法直接使用信号数据,避免了相关估计计算,减小了计算工作量;无交叉干扰项,提高了信号的时频分布特性,具有较高的时频分辨率;对各工况下航天器的振动信号能有效的进行分析,具有较强的信号特征提取能力.      

金属橡胶颗粒静态特性试验

针对目前航空航天领域板壳结构较多,其模态成分密集、振动复杂等问题,提出了一种可用于各种复杂结构振动抑制的新型金属橡胶构件——金属橡胶颗粒.为了解及掌握这种新型金属橡胶构件的性能和设计规律,开展了有关金属橡胶颗粒的静态性能试验研究.通过试验测量了金属橡胶颗粒的静态迟滞回线,获得了金属橡胶颗粒的刚度和阻尼的范围.通过对比不同参数下的刚度和阻尼的试验结果,总结材料参数(丝材、螺旋卷和相对密度)和工艺参数(变形量和安装密度)等对金属橡胶颗粒的刚度特性和阻尼性能的影响规律.金属橡胶颗粒静态特性试验研究为金属橡胶颗粒的设计和工程应用奠定了基础.     

空间TDICCD相机动态信噪比计算方法研究

信噪比是空间光学相机系统的主要设计指标之一,可用于表征相机的辐射性能。文章通过建立遥感卫星轨道模型,分析计算一年中任意时刻用太阳高度角和卫星观测角描述太阳、卫星、地面目标点之间的相对位置关系,并将计算得到的卫星观测角和太阳高度角等参数导入大气传输软件MODTRAN,输出在相机入瞳处的地面目标光谱辐亮度,再根据信噪比的计算方法,最后完成TDICCD相机动态的信噪比计算值。通过该方法,可以计算任一时刻任一观测目标的信噪比,这将有利于判断在某一时刻的能量是否满足观测要求,以随时改变TDICCD的探测器级数,使得成像像质达到最佳。     

“高分四号”卫星相机在轨温度分析及热设计优化

随着空间相机分辨率日益提升,对光机主体等核心部组件的温度稳定性和均匀性要求也越来越高,地球静止轨道（GEO）空间外热流复杂且恶劣,实现相机高精度热设计挑战极大。针对"高分四号"卫星相机热设计的难点和特点,基于结构热控一体化的设计理念,采取了入光口热流屏蔽、间接辐射控温、散热面耦合等热控技术,实现了相机高精度控温;分析了相机入轨4年的温度数据及符合情况,验证了相机热设计的正确性,并根据在轨运行情况提出了热设计优化建议,为进一步提升地球静止轨道相机控温精度、降低热控资源提供支撑。      

基于目标的全色TDICCD 空间相机信噪比分析

TDICCD 是近几年发展起来的一种新型光电传感器, 作为焦平面器件已广泛应用于空间相机的设计和制造. 本文分析了待观测目标太阳高度角及亮度的影响因素, 建立了光能量从待观测目标到空间相机入瞳的亮度传递数学模型, 提出了一种基于目标的全色TDICCD 空间相机信噪比快速预估计算方法. 以模拟极轨卫星所携带的TDICCD 相机为例进行了预估分析. 结果显示, 此模拟北纬20°待观测目标全年星下点太阳高度角范围为41.5°~76.7°, F 数为15 的TDICCD 相机可以获得的最大信噪比大于40dB. 本文的推导可用于TDICCD 空间相机的预研和总体设计, 同时达到验证卫星任务规划与轨道设计合理性的目的.      

卫星密封舱湿度控制技术的应用研究

通过实验验证和热力学分析相结合的方法,对卫星密封舱湿度控制技术进行了应用研究。由卫星的热试验和在轨飞行试验可知,通过利用相机胶片的水汽含量、设置湿控子系统及进行临射前舱内湿度调控等方法,能够使卫星密封舱内局部区域的相对湿度控制在30%~60%的范围内,满足相机要求。通过研究可得,热控系统所采取的卫星湿度控制技术是成功的,保证了卫星任务的圆满完成。     

量子科学实验卫星微振动地面测试与估计方法

介绍了卫星微振动地面测试和信号估计方法.根据量子科学实验卫星特点,对动量轮运行状态下光学载荷的微振动线位移及角位移进行估计.通过地面微振动测试系统,测量了动量轮运行下光学载荷的微振动加速度;应用小波积分方法,精确估计了卫星结构敏感点的振动线位移和振动角位移.通过工程实测证明了微振动测试与估计方法的有效性.研究结果对于高精度科学实验卫星微振动地面试验具有一定工程应用意义.      

基于气浮的卫星挠性旋转帆板物理仿真系统设计

挠性附件运动时产生的弹性振动是影响空间飞行器指向精度和控制性能的主要原因.因此,在地面对控制系统抑制振动的性能进行验证具有重要意义.由于太阳帆板低频且长度较大,在地面构建大范围运动的空间微重力环境,耗资及难度极大.本文提出一种基于等效主轴惯量与挠性频率的卫星挠性旋转帆板挠性模拟器,基于气浮法设计了低摩擦与微重力环境的物理仿真系统,并建立了模拟器的动力学模型,等效模拟了卫星挠性旋转帆板的振动特性,降低了卫星挠性旋转帆板地面微重力运动环境模拟的难度,实现了对其控制算法抑制振动性能的有效及高经济性测试.仿真结果表明,模拟器可以通过简单操作实现参数的平滑改变以模拟不同参数及结构的卫星挠性旋转帆板,且具有与真实太阳帆板一致的振动特性,满足测试要求.      

RNSS/INS深耦合高动态导航接收机测试方法研究CSCD

卫星导航和惯性导航采用深耦合方式实现导航作为世界上最先进的导航形式,在国防中的应用越来越广泛,但其在高动态下的性能需要验证。当前针对深耦合高动态下导航接收机的测试研究较少,本文介绍了基于卫星信号模拟器的测试系统组成及测试用高动态场景,运用模拟测试原理,通过对导航接收机在高动态下定位速度和跟踪灵敏度的测试及其结果分析,验证了导航接收机的深耦合功能,对此类接收机的测试方法进行了初步探究。     

顾及星像点分布的恒星相机在轨检校

由于卫星发射前后以及在轨运行过程中,环境因素的变化都可能引起恒星相机参数发生改变,从而导致星敏感器姿态测量精度下降.将多片空间后方交会方法应用于恒星相机的在轨检校.在利用该方法检校时,实验发现检校结果的精度受到参与检校的恒星影像上星像点分布的影响,由此进一步提出了凸包面积百分比准则,该方法自动选取分布较好的影像用于检校,有助于提高检校精度.实验结果证明:基于后方交会进行恒星相机在轨检校时,利用凸包法选取的影像片进行检校的精度明显优于未选片时检校的结果.      

星上控制力矩陀螺群隔振平台的动力学特性

为能够给星上有效载荷提供一种超静环境,提出一种星上控制力矩陀螺群(CMGs,Control Moment Gyroscopes)的隔振方案,并对所使用的隔振平台的动力学特性进行研究分析.首先介绍了不同参数模型的隔振元件工作原理和参数特性;其次利用牛顿-欧拉法对含有隔振平台和CMGs的卫星进行动力学建模;最后通过频域和时域的方法分析并对比了各个参数模型下的隔振平台力衰减特性以及对星体姿态稳定度的改善程度.结果表明:两参数加调谐质量阻尼器模型下的隔振平台对共振峰值有一定的衰减作用,三参数模型下的隔振平台在力衰减和对姿态稳定度的改善程度上要明显优于其他2种模型.     

振动环境下小尺寸减压阀的建模与分析

减压阀作为飞行器液压伺服系统的压力控制阀,在整机振动环境下必须维持必需的服役性能。以某飞行器用小尺寸减压阀为研究对象,将压力感受腔油液等效为液压弹簧,与调压弹簧、阀芯一起构成典型的质量-弹簧（机械弹簧和液压弹簧）-阻尼系统。分别建立了整机无振动时与整机振动时的减压阀分析方法和数学模型。研究结果表明：整机无振动时调压弹簧刚度越大,阀共振频率越高;压力感受腔容积越大,阀共振频率越低。整机振动环境影响减压阀的工作性能,可以恰当地设计减压阀的通径、弹簧刚度、压力感受腔尺寸等参数,使得减压阀在整机振动环境下实现必需的工作特性。理论结果和实验结果基本一致。振动环境下液压阀的分析方法和所建立的数学模型,为整机振动时液压元件的性能预测和评估提供了一种有效的基础理论支撑。