固体火箭尾舱热环境研究

对固体火箭尾舱热环境的组成成分进行了分析,利用理论和数值仿真方法,给出固体火箭沿真实飞行轨道条件下的热环境预示结果,并与地面试验及飞行试验测量结果进行对比。结果表明,固体火箭尾舱热环境存在天地差异,在地面发动机试车状态时,尾舱热环境以喷流辐射热流为主;真实飞行状态时,在发动机喷流和高速来流的相互作用下,火箭尾舱还存在量值更大的对流热流。针对固体火箭尾舱对流热环境提出的线性化热学参数单一介质数值模拟方法可用于固体火箭尾舱热环境设计。     

天基信息网络弹性评估方法研究

考虑到天基信息网络独具的网络拓扑周期性动态变化、星载网络设备难以按需替换、空间环境安全威胁复杂多样等特点,为了对网络故障、环境挑战或敌对行动时天基信息网络的弹性能力进行有效评估,提出了一种改进的天基信息网络弹性评估方法。首先,简述了一种包含时间、概率、系统能力的三维弹性分析模型;考虑到各种不利事件以及各种能力适变方法及其具体措施对天基网络弹性能力的影响,分别提出了在采用单能力适变方法、多能力适变方法时的天基信息网络弹性计算方法,并进一步给出了确定场景下的天基信息网络弹性计算方法。实例分析表明,所提方法可以定量的方式对天基信息网络弹性能力进行有效评估,为天基信息网络各种能力适变方法及其具体措施的选择提供有益参考。     

动能撞击偏转近地小天体研究进展

以近地小天体防御为背景,介绍了近地小天体的基本概念和物理特性,分析了超高速动能撞击偏转近地小天体的研究进展。讨论了超高速动能撞击近地小天体表面成坑形貌、相似律以及成坑过程中抛射物产生机制、演化过程和抛射物质量速度分布相似律。总结了基于结合点源假设、实验和数值模拟结果建立的超高速动能撞击小天体动量传递理论模型和相似律。分析了近地小天体的物理特性和撞击条件对动量传递系数的影响规律。归纳了超高速动能撞击偏转近地小天体研究中存在的问题,对超高速动能撞击防御小天体的发展趋势提出了若干建议。     

国外空间攻防武器动力系统技术发展概述

概述了空间攻防武器动力系统研究的重要意义、国外发展情况以及突破的姿／轨控发动机及阀门、贮箱、系统增压等关键技术,并对未来向轻小型化、快响应、高性能、预包装、低冰点、凝胶推进剂和无毒化等方向发展做了预测。     

基于修正条件判定覆盖的软件测试技术研究和方法应用

对在航天软件测试过程中广泛应用的修正条件判定覆盖测试技术进行了说明,并在此基础上对修正条件判定覆盖的测试用例设计方法进行举例描述,最后给出了使用工具对修正条件判定覆盖测试的应用情况,对相关领域的技术人员有一定的参考意义。     

直升机腿式起落架机构动力学研究

多用途、智能化和强地形适应性是未来直升机发展的重要趋势。起落架是保障直升机起降安全的关键部件,由于传统起落架地形适应能力较差,针对直升机在复杂地形环境下如何实现平稳着陆的难题,利用仿生学设计理念设计一种腿式起落架系统。首先从腿式起落架设计需求出发,对起落架构型进行分析并完成腿部结构设计;然后基于设计的腿部机构,完成其运动学分析和动力学分析,建立相应模型,以此作为腿式起落架运动控制的基础。最后在实验室完成腿式起落架的运动测试,证明了结构设计的合理性和控制算法的准确性。     

基于改进注意力机制CNN-ATT的区域性ZTD预测模型

基于天顶对流层延迟（ZTD）的强时空特征,提出了一种融合卷积神经网络的改进注意力机制（CNN-ATT）的多站点ZTD组合预测模型。该模型首次将多源数据（包括日解算精度、年积日(DOY) 和三维坐标）综合运用于ZTD预测任务。通过对南宁市的5个参考站（CORS）和14个国际GNSS服务（IGS）站点共1 501个年积日的观测数据进行研究,选取传统BP模型、GPT2w模型和ATT模型作为基线模型进行实验对比分析。研究结果显示,在预测精度方面,改进的CNN-ATT模型与BP模型相比其均方误差（MSE）和平均绝对误差（MAE）分别减少了5.5 mm和 4.4 mm,预测精度分别提高了41.4%和67.8%;与ATT模型相比,CNN-ATT模型的预测MSE和MAE也分别减少了4.6 mm和2.1 mm,预测精度分别提升了36.2%和50.0%。在定位精度方面,改进的CNN-ATT模型的精度表现优于SAAS,GPT2w,BP以及ATT模型。并且与传统SAAS对流层模型相比,CNN-ATT模型在N,E,U 3个方向的精度提升高达18.2%,12.6%和31.0%。此外,研究还发现CNN-ATT模型在长预测时间步长中的精度表现更为稳定,更适合多测站预测任务,并且其精密单点定位（PPP）收敛速度更快。     

基于遥测电流的太阳翼在轨振动参数辨识方法

针对传统太阳翼在轨振动特性测试需采用高精度星载设备或额外增设测量装置的问题,建立了太阳翼发电电流与太阳光线入射角之间、太阳翼在轨振动与太阳翼发电电流波动之间的关系。在此基础上提出了仅依靠遥测电流波动信息辨识太阳翼在轨振动固有频率和阻尼比的方法,即：首先通过傅里叶变换获取电流波动信号的幅频响应;结合模态分析结果辨识振动频率及对应阶次信息;通过滤波算法分解各阶次振动,逐一计算对应阻尼比。为验证本方法有效性及误差水平,构造了由多个单自由度衰减振动及随机信号叠加而成的模拟电流波动信号进行仿真分析,结果表明方法有效,误差可接受。在某卫星太阳翼在轨振动参数辨识上的应用实例也表明,本文所提出的方法满足工程应用需求。     

航天器热防护材料不同边界条件下的隔热性能试验研究

通过试验检测热防护材料或结构的隔热能力是航天器与高超声速飞行器安全可靠性设计中不可缺少的重要环节。为获知隔热性能试验中3种不同边界条件下(试验件竖直放置,水平放置散热面向下,水平放置散热面向上)平板试验件散热面温度的差异,建立3种热试验装置,对轻质隔热材料进行不同温度条件下的隔热性能试验测试(散热面敞开)。试验结果表明:试验件水平放置散热面向下时的散热面温度最高;水平放置散热面向上时的散热面温度最低。当热面温度为1000℃时,1800 s后,水平放置散热面向下比水平放置散热面向上时的散热面温度高19.7%;试验件竖直放置比水平放置散热面向下时的散热面温度低2.3%。数值模拟结果与试验结果一致性良好,验证了试验结果的可信性和正确性。研究结果可为航天器与高速飞行器热防护系统设计及试验方案的确定提供重要参考依据。     

基于相位梯度的超宽带RCS减缩超表面设计

针对雷达散射截面(radar cross section, RCS)减缩带宽受限的问题,提出了一种具有超宽带RCS减缩性能的相位梯度超表面(phase gradient metasurfaces, PGMs)。宽带反射型PGMs单元由1个十字形和3个方形环组成,PGMs整体结构由4个一维PGMs子阵按照顺序旋转排布方式组成。一方面,一维PGMs子阵使垂直入射的电磁波发生异常反射,实现了超宽带RCS减缩;另一方面,顺序旋转排布方式使反射电磁波向四周均匀扩散且PGMs体现出极化不敏感特性。仿真与测试结果表明：与同等尺寸金属相比,所设计的PGMs在10.2～28.96GHz频带内RCS减缩值超过10dB,最大减缩可以达到34.66dB,相对带宽达到了95.81%,比文献中1个十字形和两个方形环组成的PGMs结构的RCS减缩相对带宽提高了17.8%,这为飞机,舰船等隐身技术提供了新的设计和方法。