航天器传动部件振动数据稀疏多分类智能故障诊断

针对航天器传动链机械零部件发生故障时训练数据稀缺以及信号的强非平稳\非线性特点,提出了动态数据驱动的子空间稀疏多分类智能故障诊断算法。首先对采集的单一传感器动态信号进行分形小波变换,生成常规和非常规二进小波尺度。然后对生成的各子空间提出基于故障能量指标的稀疏多分类器,以监测部件的故障特征频率为搜索目标,在子空间的包络解调谱上计算特征频率及其倍频附近的能量峰值,导出特定故障模式的稀疏评价指标,以各种故障模式的最大值识别和判定故障类型。所提出的算法完全实现了无人工监督的智能故障诊断。最后以航天器轴承故障诊断为例验证了该算法的有效性。所研究算法的泛化能力较强,技术路线同样适用于其他航天器传动部件的在线监测与故障智能预警。     

基于螺旋理论的环形桁架式可展天线构型综合

基于螺旋理论针对环形桁架式可展天线机构的构型综合问题进行研究,首先概述基于螺旋理论的约束综合法,然后分析环形桁架可展天线机构的收展原理,将环形桁架机构分为上下环形边两部分,通过综合环形边机构并连接上下环形边便可得到环形桁架机构;采用移动副(P)来描述各个节点花盘的运动特性,通过基于螺旋理论的约束综合法针对环形边支链机构进行分析与综合,得到了16种约束支链机构,通过分析与优选得到了两种约束支链机构;采用综合得到的约束支链机构组合得到了环形边链路机构并通过连接组合与推演得到了四种环形桁架可展开机构;最后针对综合得到的四种环形桁架机构在Solidworks软件中进行了三维建模与运动仿真,校验了各机构的可展性。本文的研究为可展天线机构的构型综合提供了一种新思路,综合得到的几种环形桁架机构在空间可展开天线领域具有较好的应用前景。     

星-地混合通信网络前向链路安全传输方案研究

针对星-地混合通信网络前向链路在部分非理想信道状态信息(CSI)及非理想CSI下卫星窃听链路的安全问题,提出一种将地面基站信号作为协同干扰的安全传输方案。优化目标为地面基站节点传输速率最大,确保卫星合法节点接收信号质量,同时利用地面基站发送信号阻塞卫星潜在窃听节点对卫星信号的侦听。通过半定松弛原理将其转化为可解的凸优化问题,分别设计分层迭代、高斯随机化和二分搜索算法对问题进行优化求解。仿真校验结果表明,所提方案能够降低网络对CSI误差的敏感性,提高网络的可靠性和保密性。     

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。     

基于视景仿真的引战配合效率评估方法

针对舰空导弹飞行试验中导弹引战配合性能难以直接观测,以及靶标与典型作战对象差异较大的问题,提出了一种基于视景仿真的引战配合效率评估方法,实现了导弹对典型目标的引战配合效率评估。基于某型舰空导弹引战系统的工作原理,建立了引信启动模型、战斗部毁伤模型和目标毁伤效果评估模型,实现了对典型目标引战配合及毁伤的定量分析。仿真模型经过靶试飞行试验数据检验,仿真结果与实际靶试结果基本吻合,仿真模型得到了有效验证。所提供的毁伤评估手段可为导弹性能鉴定及导弹对防空体系贡献度提供参考依据,对后续靶场开展相关舰空导弹试验鉴定具有借鉴意义。     

星用介质材料表面充放电效应试验研究

航天器表面介质材料易遭受表面充放电危害。利用30keV单能电子对几种不同的航天介质材料进行了表面充放电模拟试验,测量了不同电子通量辐照下的表面充电电位以及放电脉冲。试验结果表明,聚酰亚胺薄膜在接地处理不当时表面可充至千伏以上,易发生表面放电,且辐照强度越大,放电频率越高。表面镀铝的聚酰亚胺薄膜在不接地时,铝膜成为悬浮导体更加剧了放电的危害。而通过渗碳处理的聚酰亚胺薄膜,其良好的导电性能可有效抵御nA/cm~2量级电子的表面充电。聚四氟乙烯天线罩表面未进行防静电处理时,表面充电电位可达万伏量级,极易发生放电。     

返回舱/空间探测器热防护结构发展现状与趋势

针对中国天地往返和深空探测领域对热防护结构的需求,综述了国内外返回舱和空间探测器热防护材料/结构的发展现状,着重介绍了包括蜂窝增强热防护材料、纤维增强热防护材料、组合式热防护结构以及展开式热防护结构等在内的代表性热防护材料/结构的设计理念和性能特征。在系统总结热防护结构发展趋势的基础上,分析了返回舱和空间探测器热防护结构发展中存在的关键问题,可以看出：纤维增强热防护材料在热防护结构重量方面表现出了突出优势,材料拼接设计成为结构发展的重要阻碍;组合式热防护结构设计在现有材料发展水平的基础上,将成为提高热防护结构效率的有力途径;展开式热防护结构有望使航天器有效载荷重量显著提升,但受限于柔性热防护材料性能和结构工艺,仍有待发展。更加频繁的天地往返运输和深空探测项目的开展必将对热防护结构发展产生巨大的推动作用。     

Design and application of an air-cooled probe for total pressure measurement at combustor outlet

An air-cooled probe was designed for measurement of total pressure at combustor outlet; its cooling scheme combined the film cooling and convection cooling. With the aid of CFD technique, cooling effectiveness of the coolant jets at various blow ratios was compared; suitable blow ratios and configuration of film holes were chosen accordingly. The overall cooling performance of the probe was evaluated via CFD technique, the design was improved according to the simulation result, and the cooling effect of the leading edge was obviously strengthened by increasing the local coolant mass flow rate. The results of wind tunnel test indicated that, between Mach numbers 0.2 and 0.4, the probe achieved a high accuracy at various attack angles. The probe was utilized in an annular combustor rig test, the highest temperature reached 1760K and total pressure reaches 1036kPa. The result of rig test demonstrates that the coolant film distribution consistent appropriately with the CFD results.      

热塑性复合材料原位成型工艺及关键技术

介绍了原位成型工艺及其两项关键技术的研究与发展过程,根据原位成型技术应用于航天领域的典型型号,提出了原位成型工艺两项关键技术的指标,并对原位成型工艺未来的发展进行了展望。     

碳纳米管薄膜电热特性及其除冰性能

采用碳纳米管薄膜(CNTF)作为电加热元件,研究碳纳米管薄膜对玻璃纤维增强树脂基复合材料结构表面的除冰性能,同时研究其电热性能。SEM14μm左右。XRD表明CNTF样品为微晶结构,结晶度差且含有少量杂质。空气环境通电,升温速率和最高恒定温度随输入电压增大而迅速提高。输入电压为5 V温度95℃。在四次电热循环后,其表面电阻略有升高,均值从2.795Ω到3.870Ω。在9 V输入电压下,CNTF被迅速烧断,CNTF样品电流承载极限在1.8 A左右。利用其焦耳热性能进行除冰,质量为20 g冰块在树脂基玻璃纤维复合材料样品的表面脱落时间为240 s。表明CNTF在飞机除冰领域具有潜在应用价值。