先进的热防护方法及在飞行器的应用前景初探

随着航天技术的发展,飞行器的热环境面临着新的变化,对热防护提出了挑战。对各类主动热防护方式的原理、研究进展和应用现状进行了归纳总结。结合飞行器未来发展,提出了适应于未来应用的基于相变工质的对流冷却、自适应膜相变冷却和发汗冷却的系统性主动热防护方式。并以此为基础,提出了结合被动、半被动和主动热防护的飞行器全时域综合热管理思路。     

可抛式延伸喷管展开过程运动与动力学仿真(英文)

针对固体火箭发动机可抛式延伸喷管运动机构的特点,建立了包括展开装置、释放机构、折转片等在内的延伸喷管整机模型。根据试验结果建立了燃气展开力样条曲线,利用机械系统动力学仿真分析软件ADAMS进行了延伸喷管展开动力学仿真,获取了延伸喷管运动构件的运动特性和约束的约束反力等结果。结果表明,运用ADAMS动力学仿真分析软件对延伸喷管展开过程中的动力学响应进行仿真分析是可行的。     

一种相控阵雷达系统效能评估方法

文章从武器系统效能评估定义出发,建立了相控阵雷达系统评估的指标体系,并通过将群体决策引入AHP算法确立了各指标权重,采用云重心法对系统综合效能进行了分析,进而建立了完整的对相控阵雷达系统效能评估的方法,最后通过实例进行分析。     

基于神经网络的BTT导弹逆控制方案设计

对基于神经网络的倾斜转弯(BTT)导弹逆控制进行了研究。用径向基函数(RBF)神经网络结构和最近邻聚类算法,对导弹系统逆动力学系统进行动态模型辨识,以辨识模型为控制器与BTT导弹控制系统串联构成动态伪线性系统;用逆系统法设计了一种用于BTT导弹非线性控制的经典控制与神经网络在线自学习综合控制方案,实现了导弹三通道的线性化控制和输出的渐近无差跟踪。仿真结果表明:该方案可根据设计指标要求实现对BTT导弹的非线性控制,且有较强的鲁棒性。     

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。
     

基于实时数据库技术的空间环境 模拟器数据管理平台

针对现有空间环境模拟器试验数据统一管理和试验设备集中监控的难题,文章提出了一种基于实时数据库技术的试验数据管理平台,首次在国内系统级空间环境模拟器研制中引入实时数据库概念,并成功应用于KM7空间环境模拟器中。该数据管理平台将KM7设备各分系统的关键数据信息进行分散采集,统一存储和调用,并通过网络发布。     

基于可信度的动量轮Bayes可靠性评估

动量轮具有小子样、高可靠性、长寿命等特点,其寿命和可靠性评估通常采用Bayes小子样评估方法。而在Bayes评估中往往忽略了多源验前信息之间的差异,这可能会导致评估结果与工程实际不相符。如何合理的对验前信息的差异进行定量分析是航天科技人员在可靠性评估中的一个难题。针对这一问题,从验前信息熵的角度出发提出了一种新的可信度概念,利用不同验前信息的可信度来定量刻画信息间的差异。实例分析表明,这种新的可信度概念能有效的刻画验前信息的差异程度,基于可信度的可靠性评估精度更高、更符合工程实际。
      

适用于地面应用系统的导航星数据库的建立

简要介绍了所采用的恒星运动标准模型、历元转换及误差传播基本原理。给出了一种导航星数据库的构建方法,该方法以Hipparcos星表为中心,以星敏感器光学系统的观测极限为星等阈值,联合多个星表,通过精密历元转换,引入位置精度阈值以确保卫星姿态确定角秒量级的精度;引入辅助导航星以提高星图识别率和识别速度。蒙特-卡罗仿真结果表明利用该导航星数据库在有伪星存在的情况下星图识别率96.7%以上,同时识别视场内5颗星的识别速度在0.3秒以下,加入189颗辅助导航星后,在导航星总数提高至6261颗时,星图识别速度却提高了6%以上。
     

气压对MEMS梳状线振动陀螺仪影响的研究

MEMS梳状线振动陀螺仪阻尼包括结构阻尼和流体(空气)阻尼,而对于此种结构而言,空气黏性阻尼比结构阻尼大的多.由于气压的变化会引起空气黏性系数的变化,因而会引起MEMS梳状线振动陀螺仪谐振频率、阻尼系数、零偏等参数的变化.因此,研究气压变化对MEMS梳状线振动陀螺仪的影响是非常必要的.根据MEMS梳状线振动陀螺仪的结构特点,建立了压膜阻尼和库埃特流阻尼模型及气压与阻尼的关系模型,研究了气压对两种阻尼的影响以及对MEMS梳状线振动陀螺仪输出电压的影响.通过研究分析可知,气压在小于一个大气压时对压膜阻尼系数的影响很大,进而对MEMS梳状线振动陀螺仪输出的幅值影响也较大.气压在接近或者大于一个大气压时,MEMS梳状线振动陀螺仪随着气压的变化不大,因此将此种陀螺仪的气压控制在一个大气压.     

来流马赫数对引射火箭引射量的影响研究

研究引射火箭引射量随来流马赫数的变化关系,对引射量由火箭引射主导向冲压主导之间转换点的选取以及一次火箭的质量管理具有重要意义.采用数值分析和实验研究,探索了引射火箭引射量随来流马赫教的变化关系.结果表明,针对所采用的引射火箭发动机构型,引射量随来流马赫数变化的拐点约为Ma=1.3～1.5,当来流马赫数Ma<1.3时,引射量由火箭引射主导,随来流马赫数的增加,引射量变化较缓慢;当来流马赫数Ma>1.5时,引射量由冲压主导,随来流马赫教的增加,引射量迅速增加.