分布式小卫星SAR的基线测量方法研究

星间基线的高精度测量是分布式小卫星合成孔径雷达(SAR)的重点问题之一。本文以星间基线的表示为出发点,先筛选出可行的基线测量手段,然后针对分布式小卫星SAR所关心的测量精度、信号覆盖、数据率以及作用距离等方面,对这几种手段作进一步的比较分析,并根据比较的结果,提出了3种理论上可行的基线测量方案。最后,文章还指出了这些方案在工程实现过程中需要进一步解决的问题。     

地地战术导弹子母弹抛射与散布建模仿真

基于对子弹的抛射和末端弹道的物理过程建模进行了仿真计算,研究了各层子弹抛射速度、抛射延时给子弹分布带来的影响。结果表明,通过适当调整母弹弹道、抛射延时等参数,可以有效提高子母弹的覆盖面积。     

典型复合材料结构固化变形仿真预测与控制验证

针对典型复合材料结构固化成型过程中变形难以控制的问题,本文对典型复合材料结构的固化变形进行仿真预测,从固化工艺和模具补偿两方面对固化变形加以控制和验证。固化工艺方面以各设计点变形数据为基础确定了最优固化工艺曲线,模具补偿方面提出了一种构件有限元模型自适应调整的方法,综合考虑固化工艺参数与模具型面补偿采用了一种基于全局补偿量的协同控制方法。结果表明,通过仿真模拟L形构件的固化变形误差为12.4%,借助响应面优化算法得到的L形构件最优固化工艺曲线其固化变形预测值与各试验设计点最大变形的最小值偏差不超过3.3%;T形加筋壁板有限元模型经自适应调整后,对于下表面与目标型面之间的偏差距离,数值模拟值与试验测量值的最大相对误差为17.20%。通过全局补偿量的协同控制方法对半筒形壁板的模具进行补偿,其固化变形最大值相比于传统单一模具型面补偿控制方法降低了接近90%。     

火星探测降落伞模型高速风洞变迎角试验技术

为获得火星探测器物伞系统动力学仿真中需要使用的降落伞轴向力、法向力、俯仰力矩系数,开展了火星探测降落伞模型高速风洞变迎角试验技术研究,研制了火星探测降落伞模型高速风洞变迎角试验装置,进行了火星探测降落伞模型高速风洞变迎角试验,获得了火星探测降落伞模型在马赫数范围0.4～0.8、迎角范围0°～25°时的轴向力、法向力和俯仰力矩系数,并对支撑干扰及洞壁干扰影响进行了扣除修正。试验结果表明：火星探测降落伞模型的轴向力系数随迎角变化较小;常规透气伞的法向力系数随迎角增大而增大,在马赫数为0.4和0.6时,低透气伞的法向力系数在小迎角时随迎角增大而减小;在马赫数范围0.4～0.8时,常规透气伞静稳定,低透气伞的静稳定性较常规透气伞减小,在马赫数为0.4和0.6时,低透气伞在零迎角时静不稳定,出现了非零配平 迎角。     

飞行器雷电直接效应与间接效应防护综述

雷电直接效应和间接效应对飞行器的安全构成威胁,大量复合材料的使用使飞行器内部电磁环境更加复杂。文章首先总结了雷电对金属材料、不导电复合材料和导电复合材料的直接效应和对应的防护方法,简要介绍了磁力效应,构件搭接处起弧的防护方法。其次,简要分析了雷电间接效应,并针对不同的耦合方式采用不同的防护方法,对于辐射耦合采用屏蔽措施,对于传导耦合采用端口部件防护。最后,总结雷电间接效应防护的几个原则,为飞行器雷电防护设计提供参考。     

卫星磁性仿真模型建立

卫星的磁性仿真主要包括卫星的磁矩仿真计算和卫星周围磁场的仿真计算.这两种仿真计算都是利用卫星部件的实际测量结果对卫星整星的磁矩及周围磁场进行预估.这些预估结果对于卫星整星的磁性设计、磁性测量、磁补偿起到指导作用,对于卫星的磁性控制有重要意义.     

防热复合材料的烧蚀机理与模型研究

烧蚀材料在高温环境中因物理、化学和力学因素造成质量损失，影响其性能。建立相应的热化学和热力学烧蚀模型，分析其传热特性和力学性能的演化规律，建立材料的热毁损判据，是复合材料防热结构设计所面临的重要问题。本文综述了近年来文献中对炭基复合材料烧蚀机理的研究，并对几种烧蚀模型进行了评价。     

驱动机构动态磁场干扰处理技术

空间磁场探测器在工作过程中会受到附近其他设备的磁干扰,影响磁场探测精度。文章通过对磁场探测器工作环境的干扰分析,并利用地面设备模拟磁干扰源进行评价试验。文章使用小波分析方法对磁场探测器的测量数据进行处理,评估驱动机构的电机工作时对磁场探测器的测量影响。磁场探测器通过多探头配置及在轨标定和数据处理等方法,可以对平台的静态剩磁及动态磁干扰进行有效处理。     

Multilevel Tests and Measurement Evaluation Methods for the Application of Composite Materials in Spacecraft Structures

With the implementation of new-generation launch vehicles, space stations, lunar and deep space exploration, etc., the development of spacecraft structures will face new challenges. In order to reduce the spacecraft weight and increase the payload, composite material structures will be widely used. It is difficult to evaluate the strength and life of composite materials due to their complex mechanism and various phenomena in damage and failure. Meanwhile, the structures of composite materials used in spacecrafts will bear complex loads, including the coupling loads of tension, pressure, bending, shear, and torsion. Static loads, thermal loads, and vibration loads may occur at the same time, which asks for verification requirements to ensure the structure safety. Therefore, it is necessary to carry out a systematic multi-level experimental study. In this paper, the building block approach (BBA) is used to investigate the multilevel composite material structures for spacecrafts. The advanced measurement technology is adopted based on digital image correlation (DIC) and piezoelectric and optical fiber sensors to measure the composite material structure deformation. The virtual experiment technology is applied to provide sufficient and reliable data for the evaluation of the composite material structures of spacecrafts.     

平流层飞艇纵向气动特性及减阻实验研究

以美国高空哨兵50平流层飞艇作为背景样机,通过风洞实验研究了布局形式对该型飞艇纵向气动特性的影响。研究表明:与Y形尾翼相比,十字尾翼布局形式具有更大的阻力和升力;从俯仰静稳定性的角度而言,十字尾翼在大迎角下使得飞艇从纵向静不定变为纵向静定;但由于尾翼产生较大的附加阻力,因此需要采取一定的减阻措施。进一步采用微型涡流发生器对飞艇的后体及尾翼处的流动分离进行控制,研究其在不同迎角和侧滑角工况下的减阻效能,发现在α=8°、β=0°或β=-8°、α=0°工况下可以获得减阻效果,且MVG布置更密时,获得的减阻效果更好。