航天器材料应用验证特点及其指标体系设计与优化

“材料应用验证”是为适应复杂工程研制任务而建立的一种材料多参数指标在特定服役需求下应用适用度评估的综合评价方法，也是通过一系列的试验、测试与表征手段获得材料各项性能数据、曲线、图谱，并通过综合分析确定材料应用可行性的分析方法。文章从航天器发展对高性能、多样化材料快速应用转化需求出发，阐释材料应用验证任务具有指标体系的综合性、通用性、短周期、低成本以及闭环式验证特点，进而提出了覆盖性、关重性、精准性、独立性、经济性的指标体系设计原则，以及材料应用验证的三层级五要素即材料批次稳定性、工艺适用性、环境适应性、服役安全性及组件健壮性指标体系设计及优化方法。     

面向智能空战的它机协同试飞验证方法

为验证无人机自主协同算法在空战环境下的适用性，提出了一种高等效的它机协同试飞验证方法。根据算法功能实现的需求，以成熟的民用固定翼无人机平台为基础进行改装，搭建它机试飞平台，对真实空战环境开展模拟和等效设计。以四机协同编队算法为例，在试飞平台上移植算法程序，开展相关科目试飞验证。当需要验证不同控制算法时，无需针对它机试飞平台开发控制策略，只需修改控制算法即可。试验结果表明：编队综合误差较小，算法能够实现无人机编队的稳定控制；同时，它机协同试飞验证方法因其迭代速度快、安全稳定性高、成本低等特点，可用作中间阶段算法的前置试飞手段，为算法的开发迭代提供有效验证。     

天宫空间站在轨货物进出舱功能的设计与验证

为增强空间站对舱外载荷的支持能力，提升舱内外货物的进出效率，减少航天员出舱次数，降低航天员出舱风险，空间站梦天实验舱设计了货物自动进出舱功能。本文从货物进出舱功能方案出发，介绍了包括货物转运功能、外舱门功能、泄压、复压、气体复用功能在内的关键子功能的地面试验验证及在轨试验验证工作。地面及在轨试验验证结果对比表明:货物进出舱方案设计合理，地面验证结果和在轨数据一致性好，产品性能稳定，有效地提高了空间站货物进出舱效率。     

基于热电制冷的机载电子设备冷却舱内自然对流特性研究

通过实验研究和数值模拟的方法探讨了热电制冷器（Thermoelectric cooler, TEC）的排布方式对机载电子设备冷却舱内空气自然对流特性的影响。结果表明：空气遇冷后，温度降低，密度变大，并以缓慢的速度开始下沉，其运动形式由变形运动逐渐过渡到旋转运动。在舱内顶部布置TECs更有利于流场的发展，但空气下沉到冷却舱底部时易产生振荡解，出现分岔流和二次流，流动进入混沌状态。通过6种设计案例的对比分析，给出了具有最小的温度不均匀系数和最低的平均空气温度的最佳机载电子设备冷却舱内TEC排布方式。     

燃气轮机快速并车过程冲击及响应特性试验研究

为研究燃机快速并车过程中的冲击及响应特性,搭建并车试验台架,采用试验方法对并车参数和轴系部位对轴系动态响应幅值的影响开展研究。经过试验发现：快速并车过程中SSS离合器(同步自动换挡离合器)啮合瞬间会产生扭矩冲击,轴系因此产生明显的扭矩响应,并且相同的并车参数下扭矩响应的幅值会在一定范围内波动；降低并入机的设定扭矩或延长加载时间均可明显降低扭矩冲击和响应幅值；扭矩冲击对轴系不同部位产生的响应也不同,越靠近SSS离合器的位置,扭矩响应越大,且经过减速齿轮后响应明显降低。结果表明：所搭建的试验台架能够反映燃机快速并车过程中的冲击及响应特性,可为燃燃联合动力装置并车策略和安全性设计提供参考。     

Ground-based investigations on phase-moving phenomenon with space sublimation cooling for lunar exploration missions

The lunar surface is a typical vacuum environment, and its harsh heat rejection conditions bring great challenges to the thermal control technology of the exploration mission. In addition to the radiator, the sublimator is recommended as one of the promising options for heat rejection. The sublimator makes use of water to freeze and sublimate in a porous medium, rejecting heat to the vacuum environment. The complex heat and mass transfer process involves many physical phenomena such as the freezing and sublimation phase change of water in the porous medium and the movement of the phase-change interface. In this paper, the visualized ground-based experimental approaches of space sublimation cooling were presented to reveal the moving law of three-phase point and the growth phenomenon of ice-peak and icicle in microchannels under vacuum conditions. The visualized experiments and results prove that the freezing ice is divided into the porous ice-peak and the transparent icicle. As the sublimation progresses, the phase-change interface moves downward steadily, the length of the ice-peak increases, but the icicle decreases. The visualized experiments of space sublimation cooling in the capillary have guiding significance to reveal the sublimation cooling mechanism of water in the sublimator for lunar exploration missions.     

星载平面相控阵天线相位中心位姿标定方法

星载平面相控阵天线的相位中心是影响卫星成像质量的一个重要参数，针对平面相控阵天线的相位中心在卫星上的位姿标定问题，本文提出了一种标定平面相控阵天线相位中心位姿的方法。首先，建立了平面相控阵天线相位中心相对卫星主基准位姿传递的数学模型;其次，采用暗室测量系统对平面相控阵天线相位中心进行了标定，测得天线本体坐标系下的天线相位中心位置;最后，利用激光跟踪仪和经纬仪精测系统测出了天线相对卫星基准的位姿矩阵。基于本文提出的数学模型，获取了平面相控阵天线相位中心在卫星基准坐标系下的位置与姿态数据;同时，通过试验验证了平面相控阵天线紧固件的拧紧力矩，其对平面相控阵天线相位中心的影响可忽略。该方法对后续确定搭载平面相控阵天线的卫星相位中心工程验证，提供了参考。     

航空发动机高压转子“可容模态”设计及实验验证

为降低航空发动机高压转子的振动，提高高压转子对复杂工况的可容度，本文建立带双阻尼器的高压转子动力学模型，开展模态分析和响应分析，研究高压转子关键结构参数对“可容模态”的影响规律。构造了可容度评价函数η，建立了“可容模态”设计方法。设计了高压转子模拟实验器，通过模态校核实验验证了计算模型和计算方法的准确性，通过“可容模态”实验验证了设计方法的可行性。研究发现，利用当量临界转速ωˉ估计转子系统前两阶临界转速的方法可行，高压转子实验器的临界转速满足ωcr1≤ωˉ，ωˉ≤ωcr2≤2ωˉ；高压转子实验器在两阶“可容模态”下连续“共振”时长达到7125s，实验器转子关键部位的振动位移峰值不超过79.42μm，振动速度有效值不超过2.33mm/s，最大波动不超过10.59%。结果表明，所建立的发动机高压转子“可容模态”设计方法是行之有效的。