火炮自动装填系统摆动机构的运动精度可靠性与灵敏度

空间薄膜展开机构的姿态和位置精度会对薄膜索网的工作形态产生影响。文章首先构建环形桁架式空间薄膜展开机构运动精度可靠性理论模型,然后基于ADAMS建立考虑展开机构杆长误差的参数化仿真模型,并采用蒙特卡罗法对展开机构进行运动精度可靠性仿真分析,求解运动精度可靠度。结果表明,以机构展开到位时折展杆支撑点所拟合的空间圆心坐标位置误差及半径误差作为其运动精度可靠性量化评价指标是正确的。该研究可为空间薄膜展开机构的可靠性设计提供参考。     

分体式主动像元星敏感器高温度稳定度热设计及在轨验证

受空间复杂热环境影响,星敏感器姿态测量结果存在轨道周期的光轴热漂移低频误差,因此需对星敏感器进行热设计并进行热稳定性试验验证。文章提出星敏感器热稳定性试验总体方案,并建立热稳定性试验系统;依据航天器真空热环境试验规范,提出星敏感器热稳定性试验判据与条件;针对试验系统误差提出控制方法并针对某型星敏感器开展热稳定性试验,结果表明星敏感器光轴热漂移量为0.114 (″)/℃,满足设计指标要求。试验验证了该星敏感器热设计的有效性。

     

星载相控阵天线的技术现状及发展趋势

在相控阵天线的热真空试验中,天线的辐射散热器不参与试验。为保证地面试验温度状态与在轨飞行状态一致,文章提出采用液冷板、并结合真空容器内辐射热沉和传导热沉对相控阵天线进行控温的方法。热真空试验结果表明,相控阵天线控温状态良好,温度波动在±0.8 ℃之间,满足天线温度波动＜2 ℃的要求,达到了地面热真空试验考核的目的。

     

一种相控阵通道的快速测量方法

随着相控阵系统在通信领域的大规模应用,需要供应商提供能够长期稳定工作的设备。而相控阵通道幅相特性在使用的过程中会随着时间产生变化,最终会导致波束性能下降。为了简化相控阵后期维护,降低维护时间和成本,需要在其维护阶段对相控阵通道进行幅相特性测量。这种测量必须由相控阵系统独立完成,且不应该依赖外部环境。传统的测量方法是依次对每个通道进行独立的测量,这种测量方法效率低下,大规模相控阵的测量时间一般都在数十分钟以上,会使通信业务长时间中断,不利于系统快速维护的需求。目前,对相控阵通道幅相的快速测量方法主要是在相控阵天线位于特定的测试环境下进行,目的是加快相控阵的生产周期,不适用于后期维护。将多载波和系统同步结合,提出了一种相控阵通道的快速测量方法。该方法在相同测量精度下,测量所消耗的时间大约比传统串行测量方法少两个数量级,相比于已有的快速测量方法测量时间大幅缩短。最后通过仿真验证了方法的有效性,得出了测量精度和测量时间的关系。并在相同测量精度条件下与传统串行测量方法和已有快速测量方法的测量时间进行对比。     

生物多糖溶液喷射减阻实验研究

为获得生物多糖溶液的水下减阻性能,在重力式循环水槽实验系统中,测试了瓜尔胶、黄原胶、黄蓍胶及刺槐豆胶等4种生物多糖溶液的喷射减阻特性,给出了喷射溶液速率、主流雷诺数及喷射溶液质量分数对多糖溶液减阻的影响规律。研究结果表明：4种生物多糖溶液均具有显著的喷射减阻效果,其中刺槐豆胶溶液减阻率最高（14.3%）;同一主流雷诺数下,随着喷射溶液速率的提高,各多糖溶液的减阻率显著提高,减阻率达到峰值后则呈现出不同的变化趋势;多糖溶液在主流雷诺数较小（<2.0×10⁴）时减阻效果更优,提高主流雷诺数后,多糖溶液表现出差异化的减阻规律;喷射溶液质量分数过高会降低多糖溶液减阻效果,提高主流雷诺数会使多糖溶液减阻效果随质量分数的提高出现“峰值后移”现象。通过引入“喷射溶液相对质量分数”将喷射溶液速率、主流雷诺数及喷射溶液质量分数对减阻效果的影响相互耦合,随着相对质量分数的增大,4种多糖溶液的减阻率均表现出先升后降的变化规律。最后,基于相对质量分数初步阐明了多糖溶液的减阻规律。

     

考虑区间叠加不确定间隙的空间可展机构动力学研究

本文建立了考虑不确定间隙空间可展机构动力学模型,通过对不确定间隙进行描述,结合传统接触模型提出含不确定区间间隙的接触力模型,并将其嵌入展开单元动力学模型,通过切比雪夫区间求解对含区间系统动力学模型进行求解,针对区间求解中启动阶段估计不准、区间叠加误差过大、区间整合的问题与展开单元叠加问题,提出了相适应的区间扩张、局部均值分解与瞬时叠加方法降低区间求解误差,并给出区间间隙累加下动力学响应边界。结果表明:区间间隙大小主要对系统运动精度产生较大影响,而区间间隙数量对系统运动稳定度影响较为严重。区间叠加方法相比于传统拟合方法可进一步提高空间可展机构预示精度,相较于传统拟合结果可提高7.74%。     

天宫空间站在轨货物进出舱功能的设计与验证

为增强空间站对舱外载荷的支持能力,提升舱内外货物的进出效率,减少航天员出舱次数,降低航天员出舱风险,空间站梦天实验舱设计了货物自动进出舱功能。本文从货物进出舱功能方案出发,介绍了包括货物转运功能、外舱门功能、泄压、复压、气体复用功能在内的关键子功能的地面试验验证及在轨试验验证工作。地面及在轨试验验证结果对比表明:货物进出舱方案设计合理,地面验证结果和在轨数据一致性好,产品性能稳定,有效地提高了空间站货物进出舱效率。     

基于多偶极子磁性模型的卫星复杂磁场建模方法

飞行器、舰船和潜艇等典型可移动平台具有复杂的磁场,获取这些磁场信息对于提高磁场探测精度具有重要意义。文章在简要总结典型可移动平台复杂磁场的建模方法基础上,结合卫星自身特点,提出基于多偶极子磁性模型的卫星复杂磁场快速建模方法。其技术途径有两种：一是基于单机磁试验数据建立单机磁性模型,再组合成整星多偶极子磁性模型;二是基于卫星磁试验数据直接建立整星多偶极子磁性模型。采用这两种技术途径完成某型号卫星的磁场建模、计算与测量验证,测试结果表明多偶极子法可很好地适用于磁洁净卫星复杂磁场的快速建模计算,精度优于0.2 nT。     

先进战斗机全动V尾抖振动强度设计与验证

大迎角（AoA）机动飞行能力是先进战斗机的标志性指标之一,中国先进战斗机采用V型垂尾布局的气动设计方案,可充分实现其良好的大迎角机动可控飞行。飞机在大迎角机动飞行时,前机身分离流所产生的高强度脱体涡破裂后产生的非定常扰流将不可避免地打在V型垂尾翼面上,导致V尾结构发生严重的抖振,这不仅会影响飞机的飞行品质等性能,还会导致V尾结构的疲劳损伤,大幅增加飞机的使用维护成本。本文详细阐述了其研发设计过程中攻克的以下关键技术：全动V尾抖振风洞试验\"刚/弹\"组合模型的设计技术与风洞试验方法,抖振风洞试验的动态测试结果向飞机尺度进行相似转换的原理;基于RANS/LES混合算法进行V尾结构抖振响应的CFD/CSD耦合计算方法;基于正加速度反馈（PAF）的V尾抖振响应压电控制技术;V尾抖振动态疲劳载荷谱的编谱方法与试验实施方案。本文为解决中国先进战斗机、无人机V尾结构抗抖振动强度设计与验证建立了一套较完备理论分析技术、设计准则和试验方法。     

数字孪生及其在航空航天中的应用

数字孪生已引起国内外的广泛重视,可看作是连接物理世界和数字世界的纽带。其通过建立物理系统的数字模型、实时监测系统状态并驱动模型动态更新实现系统行为更准确的描述与预报,从而在线优化决策与反馈控制。本文分析表明数字孪生体相比一般的模拟模型,具有集中性、动态性和完整性的突出特点。数字孪生的发展需要复杂系统建模、传感与监测、大数据、动态数据驱动分析与决策和数字孪生软件平台技术的支撑。在航空航天领域,数字孪生可应用于飞行器的设计研发、制造装配和运行维护。重点讨论了应用机身数字孪生进行寿命预测与维护决策的案例,相比于周期性维护,具有检修次数更少、维护成本更低的优势。最后,给出了数字孪生在空间站、可重复使用飞船的地面伴飞系统中的初步应用框架。