长寿命卫星热控涂层性能退化及其对卫星热特征的影响

分析了卫星热控涂层在轨运行时所面临的复杂的空间辐照环境,在国 内外试验数据的基础上,给出了热控涂层在空间辐照环境作用下的退化模型,得到了退化前 后热控涂层光学性能变化的表达式,预测了几种常用热控涂层在空间环境下的退化结果。并 以一颗地球同步轨道模拟星为例,分析热控涂层性能退化对卫星热特征尤其是对卫星红外辐 射特性的影响。
     

利用耦合实现相控阵平顶单元方向图的方法

提出了一种用于低轨卫星有限扫描相控阵的新型波导辐射单元。该辐射单元利用缝隙耦合实现平顶的单元方向图以解决有限扫描相控阵由于采用大间距设计时引起的扫描边缘增益跌落和栅瓣的问题。分析采用多模散射矩阵的方法,计算速度快、精度高。数值计算和测试结果表明这种辐射单元可以用于扫描角度宽达 ±25° 的有限扫描相控阵的设计。计算结果同时表明该辐射单元至少可以满足10％的频带宽度。     

临近空间热环境分析及低速飞行器的热设计方法

对临近空间飞行器所处空间独特的热环境及其热控过程的特殊性进行 分析讨论。针对临近空间飞行器热设计过程的关键环节、有效载荷的散热方式和散热效果, 进行实例分析及计算比较,结合飞行器内部有效载荷和能源系统的功耗情况与热控要求,提 出一套飞行器的热设计流程,建立相应的临近空间飞行器热设计模型。本文旨在建立临近空 间飞行器的热设计方法,提升临近空间飞行器的热管理水平。
     

基于双二体假设的载人登月自由返回轨道特性分析及设计

载人登月轨道设计是载人登月任务的基础。首先分析自由返回轨道在载人登月轨道设计中 的基础性作用;然后,给出双二体假设下自由返回轨道的计算模型;在此基础上,对自由返 回轨道的飞行时间、轨道倾角、近月距和轨道拼接点分布等参数进行特性分析。最后,给出 基于双二体假设的轨道初步设计流程和设计实例,仿真结果验证了本文提出方法的有效性。
     

“风云二号”卫星天线消旋失锁故障原因初步分析

文章针对"风云二号"C(FY-2C)卫星的天线消旋失锁事件,利用卫星数据统计分析了事件与高能电子之间的关系,并利用DICTAT软件针对常用于卫星的3种电介质材料——聚乙烯、聚四氟乙烯和环氧树脂的平板和圆柱模型分别计算其内部带电所能产生的最大电场。结果表明:FY-2C卫星的天线消旋失锁事件有可能是由高能电子导致的介质深层充电引起。     

碰撞试验系统中加速度传感器特性仿真研究

航天器对接机构缓冲能力的强弱直接决定了航天器所受冲击的大小,因此对缓冲机构的性能进行测试/试验具有重要的意义。文章以赫兹弹簧阻尼理论为依据,通过仿真计算,分析了质量、速度对碰撞过程的影响;得到了加速度的频率特性;确定了碰撞试验系统中加速度传感器的选择原则。     

热沉用不锈钢管铜翅片自动焊接技术研究

热沉是空间环境模拟设备的重要组成部分,其主要功能是为试验件提供冷黑环境。不锈钢管与铜翅片的管板结构热沉是近几年发展起来的一种新型热沉,该热沉制造的关键工艺—不锈钢管与铜翅片的异质金属焊接。目前采用的焊接方法为手工钨极氩弧焊（不填焊丝）,它在生产效率和产品可靠性方面不适应当前任务需求,急需研制不锈钢管铜翅片自动焊接装置,进一步改进加工工艺方法。文章详细介绍了该自动焊接的工艺装备研制和焊接技术参数的选择。     

航天器贮箱用钛制隔膜变形过程的数值模拟

基于弹塑性大位移非线性有限元理论,建立航天器贮箱用钛制隔膜变形的有限元分析模型,并对有限元软件进行二次开发,首次通过编辑子程序实现了隔膜厚度的渐进变化及失效过程中隔膜的自动开裂,准确仿真出了隔膜在翻转变形过程中发生的褶皱、偏心与破裂等失效行为。依据此模型,分别对075 mm等厚隔膜及055~08 mm变厚隔膜的翻转过程进行了仿真,并对其翻转规律及失效机制进行了分析。研究发现,等厚隔膜在翻转过程中易产生褶皱,渐变壁厚隔膜翻转性能明显优于等厚隔膜,能克服褶皱的产生,但变厚隔膜在变形过程中易产生偏心。通过与试验对比表明,数值仿真能准确预测隔膜的变形规律与失效模式,为后续优化厚度分布提供了可靠的依据。     

战术导弹固体火箭发动机补偿垫点火冲击动态过程的实验研究

补偿垫是自由装填式固体火箭发动机(SRM)中的一个重要部件。基于X射线实时荧屏分析系统(RTR),对战术导弹固体火箭发动机内补偿垫在点火冲击作用下的动态运动过程进行了实时监测,利用MATLAB软件对截取的连续图像进行了增强、滤波处理,并提取边界,获得补偿垫压缩及反弹过程。结果表明,补偿垫最大压缩量达到42.2%,平均压缩速率为514.9 mm/s,平均反弹速率为44.4 mm/s;压缩量在37.0%~42.2%之间存在一个临界值,大于临界值时,补偿垫弹性模量急剧升高。研究结果可为药柱及包覆层的力学性能设计提供参考。     

卫星AIT阶段推进系统压力参数处理方法

在双组元推进系统管路中,高压气路、氧路、燃路分别装有一个压力传感器,通过压力传感器的遥测参数获取相应管路中压力情况。文章以某双组元卫星为例给出整星装配、总装与测试（AIT）阶段卫星推进系统压力参数处理方法,为卫星压力参数的纵向数据比对提供判读依据。通过该方法可以间接检查相应管路的气密性。