基于内模原理的变质心弹头控制

研究了变质心弹头对配平攻角的能达性条件。针对气动力矩小于滑块惯性力矩的控制失稳问题,利用内模原理,通过增加滑块动力学观测器,将滑块状态引入并结合逆解耦机制,达到去惯性力矩化的局部姿态角速度反馈条件,使用自适应PD控制实现弱气动环境下的变质心稳定控制。仿真结果验证了该方法的有效性。     

火星科学实验室进入舱防热材料的发展及相关气动热试验

简要回顾了人类火星探测并成功着陆火星的历史,对火星的基本情况及进入环境进行了介绍。对火星科学实验室项目情况、飞向火星的过程及进入气动热环境进行了描述。详细介绍了火星科学实验室进入舱防热材料的发展及相关气动热试验。     

含超级铝热剂双基推进剂的感度特性

采用超声分散复合法制备了铝热剂Al/PbO、Al/CuO和A1/Bi2O3,在评估其与双基推进剂主要组分相容性的基础上,将其应用于双基推进剂中.依据国军标方法考察了含不同铝热剂双基(MIC-DB)推进剂的机械感度,运用静电火花感度测试仪评估了不同MIC-DB推进剂对静电刺激响应的危险性,采用爆发点法测定了几种MIC-DB推进剂的热感度.结果表明,铝热剂对双基推进剂样品撞击感度的影响很小,几个配方的摩擦感度略显稍大,铝热剂种类对摩擦感度的影响很小;含超级铝热剂双基推进剂的静电火花感度均较低;含超级铝热剂双基推进剂的热感度受铝粉粒度差异和铝热剂类别(铝热剂中金属氧化物)不同的影响,含纳米级超级铝热剂双基推进剂对热的抵抗能力均比微米级的大.     

关于单元表面吸收率的系统温度误差计算

利用系统灵敏度理论和系统误差统计理论,通过引入辐射传递系数和角系数间的关系,针对漫发射、漫反射热系统,提出了关于单元表面吸收率的系统温度误差计算方法。以立方体内表面间的辐射换热为例,采用该计算方法对系统温度误差进行了计算。通过分析比较表明:采用该方法得到系统温度灵敏度具有较高计算精度,系统统计温度误差受实验次数影响,并且在均方差较小的情况下,系统统计温度误差之比等于系统温度灵敏度之比的绝对值。     

平板型CPL的设计与实验研究

在对毛细抽吸两相流体回路(CPL)系统进行了系统分析的基础上,设计了平板型CPL,并且搭建了CPL系统实验平台,做了各种工况的启动实验和变热负荷实验。实验结果表明,多孔芯冷凝器平板型CPL系统具有良好的启动性能,并且系统在运行过程中工作稳定,较好地抑制了系统的压力波动。     

航天器空间环境模拟器热沉热均匀性分析

通过建立传热数学模型以及求解,给出了空间环境模拟器中热沉热均匀性优化的结果。和其他以肋片为基础的辐射器不同,空间模拟器热沉主要是要尽可能的提高其热均匀性。因此,通过改变热沉的几何参数(热沉肋片长度、肋片厚度和液氮管半径)以及物理参数(液氮流速),进行了详尽的热沉热均匀性分析。在分析中发现,随着热沉肋片厚度的增加和长度的减小,以及流管内流速的增大,其热均匀性都有提高,但是热沉支管半径变化对热沉均匀性的影响并没有肋片长度和厚度以及液氮流速的影响那么明显。最后,根据数值计算结果给出了热沉优化设计参数取值范围和参考意见。     

平流层臭氧和辐射场的季节分布特征

利用美国NCAR化学气候耦合模式WACCM3对平流层温度场、风场、臭氧及辐射场进行了模拟.结果表明,在适宜飞艇长期驻留的准零风层高度20～22km(对应大气压强范围为50～30hPa,以下均采用气压值表征对应大气高度),7-8月风速小于5m·s-1的风带可长期稳定在40°N以北.臭氧空间分布显示,在30hPa气压高度处中国地区臭氧浓度出现了带状分布,30hPa高度以下低纬度地区臭氧浓度低于中纬度地区.平流层太阳加热率的时空变化表明,在平流层上层,太阳加热率可达100×10-6K·s-1,而在平流层下层,只有10×10-6K·s-1.6-8月中国区域的太阳加热率大于9月;在100～30hPa高度内,中纬度地区太阳加热率高于低纬度地区,在30hPa高度以上,低纬度地区太阳加热率高于中纬度地区;8-9月30～40hPa高度处,太阳加热率的空间变化较小.在30hPa高度上,太阳加热率在40°N昼夜变化最大;50hPa高度处,太阳加热率的昼夜变化小于30hPa高度处,而且白天太阳加热率出现极大值的纬度明显靠北.平流层低纬度地区的长波加热率小于中纬度地区.青藏高原由于地形特殊,其6-7月的臭氧浓度、太阳加热率和长波加热率均小于同纬度其他地区.      

基于奇异谱分析的空间环境数据插补方法

空间环境数据具有典型的非线性、非平稳特征,并经常包含有缺失数据,给预报模型的建立、预测以及物理过程的分析带来了一定的困难。为了实现对缺失数据的插补,基于奇异谱分析(SSA)迭代插补的思想,设计了一种能够适用于不同缺失数据分布的插补方案。该方案提取出原始时间序列中缺失数据分布数组,利用缺失数据分布数组生成交叉验证所用的测试数据集,并利用离散粒子群优化算法寻找SSA的2个关键性参数,即嵌入窗口长度和主成分个数。通过不同太阳活动年份实际观测的太阳风参数、地磁指数等实例验证了算法的有效性。      

真实感DVE时空一致性技术

传统的一致性解决方案大多将重点放在构建完全一致性模型,缺少对虚拟环境本身运动规律的分析.从认知虚拟环境客观规律出发,提出基于真实感的一致性模型,遵从以人为本的原则,构建描述分布式虚拟环境下时空一致的数学模型,判断虚拟环境下的节点是否达到时空一致,并加以验证.在充分利用一致性模型的基础上通过单向数据传输减少时间扭曲后的回滚节点数目,增强用户沉浸感;利用时延神经网络对大于传输延迟上限的节点状态进行预测;完成节点的状态修复,从而保证时空同步一致.经过独立实验测试,验证了模型的有效性以及解决方法的可行性.     

Degradation of thermal control materials under a simulated radiative space environment

A spacecraft with a passive thermal control system utilizes various thermal control materials to maintain temperatures within safe operating limits. Materials used for spacecraft applications are exposed to harsh space environments such as ultraviolet (UV) and particle (electron, proton) irradiation and atomic oxygen (AO), undergo physical damage and thermal degradation, which must be considered for spacecraft thermal design optimization and cost effectiveness. This paper describes the effect of synergistic radiation on some of the important thermal control materials to verify the assumptions of beginning-of-life (BOL) and end-of-life (EOL) properties. Studies on the degradation in the optical properties (solar absorptance and infrared emittance) of some important thermal control materials exposed to simulated radiative geostationary space environment are discussed. The current studies are purely related to the influence of radiation on the degradation of the materials; other environmental aspects (e.g., thermal cycling) are not discussed. The thermal control materials investigated herein include different kind of second-surface mirrors, white anodizing, white paints, black paints, multilayer insulation materials, varnish coated aluminized polyimide, germanium coated polyimide, polyether ether ketone (PEEK) and poly tetra fluoro ethylene (PTFE). For this purpose, a test in the constant vacuum was performed reproducing a three year radiative space environment exposure, including ultraviolet and charged particle effects on North/South panels of a geostationary three-axis stabilized spacecraft. Reflectance spectra were measured in situ in the solar range (250–2500 nm) and the corresponding solar absorptance values were calculated. The test methodology and the degradations of the materials are discussed. The most important degradations among the low solar absorptance materials were found in the white paints whereas the rigid optical solar reflectors remained quite stable. Among the high solar absorptance elements, as such the change in the solar absorptance was very low, in particular the germanium coated polyimide was found highly stable.