无人机故障预测及健康管理系统结构设计

PHM是新一代武器系统故障检测、隔离和预测及状态管理技术.文章阐述了无人机故障预测及健康管理系统的概念和功能结构,根据无人机系统故障特点建立了系统设备拓扑结构,在此基础上构建了无人机PHM系统逻辑体系结构.     

星载微波辐射计的计算机仿真研究

基于当前迅速发展的计算机可视化技术，阐述了进行星载微波辐射计计算机仿真工作的重要意义和必要条件。同时提出了仿真工作需要研究和解决的重要问题并重点介绍了一种可以较好地模拟大气辐射特性的方法。     

星载微波辐射计的计算机仿真研究

星载微波辐射计是大气观测和海洋观测的重要微波遥感仪器,计算机仿真研究对于系统分析、设计、研究和性能的测定具有重要的意义。文章对全功率型微波辐射计进行了计算机仿真研究,建立了全功率型微波辐射计的系统仿真模型,并采用伪随机数模拟微波辐射计信号源,进行了微波辐射计测温灵敏度的仿真测试。仿真测试结果证明了所建模型准确有效,为系统设计提供了重要参考。     

星载行波管电源的热设计及热分析

文章对一种国产的、用于星上行波管电源所存在的热问题进行了讨论,分析了影响设备内部温度水平的关键因素,基于机、电、热一体化的思想提出了热设计方案,并通过计算机辅助技术,对方案进行了热分析仿真验证。     

某高性能星载计算机软硬件的协同设计

为满足某应用卫星对星载嵌入式计算机的高要求,采用了一种星载嵌入式计算机系统软硬件协同设计方法.给出了软硬件协同设计的流程、开发平台,以及所设计的原理样机的结构.采用软硬件协同设计可提升系统性能和可靠性,缩短研制周期.     

星载天线反射面型面热变形影响因素分析

星载天线在轨运行时受到周期性的温度变化影响,天线反射面会发生热变形,影响天线增益。热膨胀系数是描述结构热变形的重要参数,并且会随温度变化;在进行结构热变形分析时若将热膨胀系数视为常数会给仿真分析带来误差。文章以抛物面天线反射面为研究对象,考虑热膨胀系数随温度的变化,针对ULE玻璃和M55层合板材料的反射面,仿真分析反射面厚度、支撑位置、选用材料等因素对星载天线反射面型面热变形的影响。结果表明,对于抛物面天线,支撑约束在中间位置时反射面型面误差最大;采用ULE玻璃的优化方案可将型面误差减小约1个数量级。实际设计中还要综合考虑质量、刚度及模态特性。     

基于调度预测的星载混合相关任务调度算法及其仿真的研究

为解决星载计算机系统中具有相关性任务的调度和临界资源的分配问题，提出了一种星载混合相关任务调度算法。首先，对星载计算机系统中的任务给出了形式化的描述。其次，具体阐述了这种星载多任务调度算法并给出了可调度性预测分析条件。最后，通过仿真实验对这个调度算法的性能进行了验证并给出了结论。     

星载赋形反面天线的热变形对电性能的影响分析

本文结合实际工程应用介绍了一种星载赋形反射面天线的热变形分析方法，能够准确地预估空间环境温度对天线电性能的影响。这也是国内首次自主对星载赋形反射面天线进行热变形分析，并取得了非常好的效果。     

卫星通信抗干扰计算机仿真系统总体设计

在提出卫星通信抗干扰计算机仿真系统总体设计要求基础上,为卫星通信抗干扰计算机仿真系统设计了系统总体结构,并就系统结构内的卫星链路仿真和抗干扰性能评估这两个关键部分的总体设计进行了详细讨论。     

基于数据库的焊接变形预测分析系统

研究了基于数据库的焊接变形预测分析方法，应用计算机技术将焊接变形工程分析方法模型化，设计了焊接变形计算机辅助预测分析系统，为焊接变形设计与分析提供了手段，保证了设计的高效性及结果的工程实用性。     

空间用薄膜电加热器设计及热均匀性测试

针对空间飞行器用薄膜电加热器的实际需求,设计了不同的布线形式,并分别对其进行了数值求解和参数化绘图。使用红外热像仪对所生产电加热器样品的温度场进行了测试,结果表明电加热器温度场在单条水平线内的方均根差在2.79%以内,热均匀性较好,方程求解和绘图设计合理。此方法可应用于薄膜电加热器快速布线设计,电加热器热均匀性能够满足较高的加热控制需求。     

航天阀门运动副卡滞故障分析及对策

阀门运动副的卡滞卡死现象是超低温液氢液氧火箭发动机阀门的常见故障,防止卡滞卡死是阀门可靠性设计的重要内容之一,因为卡滞卡死往往是在阀门动作若干次以后才发生的,不易被人们所发现,因而构成阀门可靠性设计的最大威胁。特别是在低温环境试验中,阀门更容易发生卡滞卡死故障。文章叙述了国内外有关低温阀门卡滞卡死故障的统计数据、故障机理、可靠性设计和防卡滞设计准则、防卡滞设计措施,并配合实际案例进行说明,可供航天发动机和航天器低温阀门设计人员参考。     

空间环境对航天器热设计影响分析

空间环境对航天器热设计技术、热控材料的选择、热设计的试验验证等都带来了重要的影响,在满足总体要求的情况下,必须考虑空间环境的影响因素。同时,发展对空间环境有较强适应能力的设计技术和热控材料的研究是今后需要认真考虑的问题。     

一种伞状天线反射器型面热变形测量及分析模型在轨预示

文章详细介绍了在真空高低温环境下一种伞状可展开天线的型面测量过程。首先依据天线在轨热分析结果定义典型温度工况,然后采用红外加热笼与天线自身主动热控相结合的方法实现天线各部件不同温度的控温要求,并采用摄影测量方法测量典型极端工况下的天线反射器型面热变形。结果表明,测量值与试验前热变形预示结果一致性较好,证明天线热变形分析模型有较高精度。依据在轨热分析温度场计算天线在轨热变形,得到天线在最大温度梯度工况下的型面变化（RMS）最大为0.19 mm。     

地球静止轨道卫星SADA热设计及高温工况温度分布研究

针对地球静止轨道卫星SADA轴系周向或轴向温度梯度过大导致卡死的故障情况,开展某卫星SADA热设计、热仿真及太阳模拟器光照试验研究。采用挡光板及均温措施等热设计减小SADA温度梯度及外热流影响。试验外热流模拟冬至工况,舱内边界温度25℃,通过在其内部和外部布置88个温度测点,得出SADA内部的电缆束、功率盘片及电刷温度较高。轴系两端面周向最大温差分别为1.2℃和8℃,轴系两端面最大温差6.8℃。在此温度环境下,SADA工作正常,证明了其本身及热控设计的合理性。热仿真计算结果与试验结果一致性较好。研究结果还得到了在轨数据的验证。SADA数学模型、试验方法和结果可为后续型号不同工况条件工作的SADA提供热设计指导。     

固体火箭发动机药柱可靠性及寿命预估研究

以某型号固体火箭发动机推进剂力学性能随贮存时间变化引起药柱点火工作瞬时结构可靠性降低为衡量指标,预估了发动机寿命。首先研究了发动机自然贮存2、4、12、14、16 a后推进剂的力学性能参数及其分布规律,然后用随机有限元法分析了发动机点火过程中的应力、应变的统计分布,并用应力-强度干涉模型计算了贮存不同时期药柱的点火瞬时可靠性,以此为依据确定了发动机可靠寿命。研究结果表明,该型号发动机以0.97为可靠性下限的寿命约为15 a。     

圆台形红外加热笼仿真优化研究

在真空热试验中,圆台形航天器通常选用圆台形的红外加热笼作为外热流模拟装置。文章对圆台形红外加热笼模拟热流进行仿真计算,分别就红外加热笼与被加热面的平行距离对边缘效应的影响和红外笼的锥角对边缘效应的影响进行分析,得到红外加热笼优化设计方法,以提高航天器表面热流密度模拟的均匀性。该方法可用于指导圆台形航天器进行真空热试验时的工装设计。     

星上大功率电缆发热对热设计的影响分析

在目前的整星热设计中,通常不考虑电缆发热的影响,但随着设计实践的深入,发现在一些特定场合下,电缆发热对设计结果的影响十分明显,有时甚至是决定性的。文章以“海洋二号”卫星某大功率电缆为例,通过电缆所在舱段内设备温度计算结果与在轨实测数据的对比,分析了电缆发热对其所在舱段热设计结果的影响。并以此为基础,研究了电缆发热量与其带来的设计偏差之间的关系,提出了热设计中估算电缆发热对设备温度影响的方法,以及热设计中能否忽略电缆发热影响的判据。     

“资源一号”卫星火工控制系统可靠性安全性设计

“资源一号”卫星火工控制系统设计的正确性、合理性和可靠性、安全性,与卫星成败有着非常密切的联系。文章重点描述了“资源一号”卫星火工控制系统可靠性安全性的设计,主要包括火工控制系统的点火电路设计、点火通路电缆设计、太阳电池板（文中简称太阳翼）可靠展开的冗余设计和点火限流电阻的设计等4方面内容,尤其在点火限流电阻的选取和设计方面进行了完善和提高。     

气动加热与热响应耦合分析及试验研究

文章介绍了Ma（马赫数）＜6的飞行器典型部位的气动加热与热响应耦合分析及试验验证技术。气动加热计算模块采用的是工程算法,同时将其集成到自主开发的结构有限元三维温度场计算ASTSA软件平台上,实现了气动加热与热响应耦合分析功能。在结构地面热试验方面,成功研发了全方程热流密度PLC控制热模拟试验系统,并利用该系统进行了高速飞行器结构气动加热与热响应耦合地面模拟试验。试验与数值分析的结果对比显示,二者吻合较好,验证了本数值分析方法的正确性。