煤体变形局部化的梯度塑性理论研究

摘 要 本文采用白光数字散斑相关方法对煤在单轴压缩下变形破坏进行研究，定量的测出了煤的变形局部化带宽度。并通过应变梯度塑性理论，在屈服函数中引入应变梯度二阶项。采用Drucker－Prager准则解析得出了煤试件的变形局部化带宽度公式并根据试验确定煤的材料内部长度。     

发动机点火过程中压强振荡对人工脱粘的冲击分析

针对固体火箭发动机点火过程,采用流固耦合的方法数值模拟了点火过程中发动机内流场以及药柱人工脱粘附近应力应变的变化情况.计算表明,点火初期发动机内部出现激波,并在药柱通道内振荡传播,随时间减弱为压强振荡.压强波动时人工脱粘缝隙的冲击会影响脱粘缝内流场的分布和应力应变,人工脱粘层尖端应力变化与升压梯度变化存在对应关系.激波对人工脱粘缝隙的冲击会引起装药明显变形,但是不会使缝隙增大.     

光纤光栅传感器在固体推进剂内部应变测量中的试验研究

针对固体推进剂内部应变监测的难题,采用仿真与试验相结合的方法,开展了光纤光栅(FBG,Fiber Bragg Grating)传感器在固体推进剂内部应变的测量研究。研究中采用增加增敏结构的方法解决FBG应变测量传感器与固体推进剂的变形协调性问题,通过数值仿真初步筛选了增敏球尺寸,结合仿真结果设计并加工了植入4种不同结构(不带增敏结构和带有2 mm、3 mm、4 mm增敏小球)的FBG应变测量传感器的固体推进剂试件,并对试件开展不同加载速率下的拉伸及压缩试验。结合试验结果分析了增敏小球直径、加载方式与加载速率对固体推进剂内部应变测试结果的影响,获得了内埋FBG传感器的固体推进剂内部应变变化规律。研究表明,采用增敏小球结构可有效解决FBG应变传感器与固体推进剂的变形协调性问题,大幅提高应变测量的灵敏度与传递效率,且增敏小球直径越大传递效率越高。所得研究成果可为FBG传感器用于固体发动机药柱应变监检测提供技术支撑。     

面向航天回收装备的大变形柔性传感器研究与应用（二）——大应变传感器

在极端环境条件下，受温度、压力、速度等因素影响，具有柔性和大变形特征的航空航天装备极易发生故障，因此研发相应的大变形柔性传感器以对其服役状态下的应变、曲率、气动外形等参数进行实时监测面临巨大的挑战。文章面向具有柔性和大变形特征的航天回收降落伞，设计了大变形柔性应变传感器（简称大应变传感器），研究结果表明该大应变传感器在高达35%的应变范围内保持了优异的线性度（拟合优度>0.999）。文章还进一步探索传感器在降落伞的伞衣、伞绳、径向带等部位的集成方案并进行系统性测试，通过航天降落伞地面高塔投放试验和风洞试验的示范应用，有效地获得降落伞的变形状态信息，这对降落伞的结构设计优化与实时控制具有重要意义。     

空间伸展臂热应变与热变形光纤监测技术

针对空间伸展臂在热载荷作用下承载特性与形态变化的监测需求,提出了一种基于分布式光纤传感器的伸展臂结构温度、热应变以及热变形集成监测技术。借助ANSYS Workbench有限元分析软件,构建了单端热载荷作用下铝合金空间伸展臂结构热-力模型,分别得到不同局部热载荷下伸展臂轴向温度、热应变以及热变形分布与变化规律。在此基础上,提出了基于有限元分析与热传导理论的两类伸展臂轴向热变形计算方法。构建了分布式光纤传感监测系统,实时监测伸展臂若干关键位置的温度值与应变值,进而反演出结构轴向温度场、应变场连续变化信息。研究表明:采用有限元拟合法与热传导解析法计算所得伸展臂轴向热变形误差分别为5.256%与3.556%。相关成果能够为未来航天器在轨服役状态监测与辨识提供技术支撑。     

光机扫描仪扫描条带宽度变化规律研究

研究了光机扫描仪扫描条带宽度随扫描角变化的变化规律,并推导出扫描条带宽度变化量的计算公式.讨论了卫星侧摆成像时,计算条带宽度变化量的方法.最后,建立了扫面条带的数学模型,并对MODIS扫描条带宽度变化进行了仿真.     

HTPB复合固体推进剂粘弹性应变能及非线性本构模型

为了准确表征HTPB复合固体推进剂在有限变形条件下的力学性能,针对推进剂粘弹性应变能及本构模型进行研究。提出了推进剂粘弹性应变能函数和非线性本构方程的一般形式,并通过一元非线性回归方法拟合不同应变率下的拉伸试验数据,得到了材料参数关于应变率的函数,并由此建立了推进剂单轴拉伸变形下的应变能函数和本构方程,预测了不同应变率下的应力曲线,与试验结果和已有模型的预测结果进行了对比。结果表明,材料参数与应变率之间呈现幂函数关系;推进剂应变能密度随变形量的增大呈非线性单调增长,同一变形条件下,应变率越高,推进剂的应变能密度越大;本构方程可准确描述推进剂拉伸变形的应力应变关系,且尤其适用于表征低应变率下,材料在有限变形内的粘弹特性。     

离轴抛物面反射镜低温环境下支撑技术及有限元分析

文章介绍了在模拟空间环境下使用的离轴抛物面反射镜的支撑结构.该结构利用吊带法有效地克服了反射镜自重引起的变形,并利用弹簧的弹性变形特性,解决了轴向约束机构在低温环境下引起的反射镜应变问题.文章运用有限元数值分析法,分别计算了支撑系统中反射镜自重、轴向约束力使反射镜产生的位移和应变.     

航天器蜂窝夹层板局部弯曲变形特性分析与验证

为了解决航天器蜂窝夹层板局部变形以致局部平面度易超差问题,文章基于克希霍夫(Kirchhoff)薄板弯曲理论和矩形板(Rectangular Plate)弯曲理论对蜂窝夹层板局部弯曲变形特性分析和挠度计算,提出减小局部变形的控制方法,经局部平面度试验验证,结果表明:理论分析与试验结果一致性好,选择较小均布载荷、减小热管宽度或热管与蜂窝芯的拼缝间隙、增大矩形板厚度以及缩小蜂窝芯与热管间的高度阶差均可有效减小局部变形,进而降低局部变形对航天器内部功能仪器导热的影响。可为航天器蜂窝夹层结构设计提供参考。     

超高强高韧马氏体时效钢热变形及航天应用研究

对于航天用超高强高韧C300马氏体时效钢来说,热加工过程中获得等轴细小的再结晶晶粒是实现该钢强韧性最佳匹配的关键环节。采用Gleeble-3800热模拟试验机在温度为850～1 150℃、应变速率为0.01～10 s~(-1)的条件下,对超高强高韧C300马氏体时效钢进行高温轴向压缩变形试验,获得了高温流变曲线,并观察变形后的金相组织。结果表明:C300马氏体时效钢的流变应力和峰值应变随着变形温度的升高和应变速率的降低而减小;试验钢在真应变为0.92、应变速率为0.01～10 s~(-1)的条件下,随着变形速率的提高,其发生完全动态再结晶的温度也逐渐升高,最佳热变形温度区间为1 050～1 150℃;测得试验钢的热变形激活能Q值为391.2 kJ/mol,建立了其热变形本构方程。结果能为C300马氏体钢的数值模拟和热加工工艺的制定提供理论基础。     

基于刚体转动四元数模型的航天器再定向方案

介绍了一种新的刚体转动的四元数模型。这些模型可以提高再定向控制的对边界条件的适应能力，在此基础上还介绍了这些模型的一些实际应用。     

Determination of parameters of attitude motion of a small communication satellite using the data of measurements of current of solar panels

A communication satellite (small spacecraft) injected into a geosynchronous orbit is considered. Flywheel engines are used to control the rotational spacecraft motion. The spacecraft after the emergency situation has passed into a state of uncontrolled rotation. In this case, no direct telemetric information about parameters of its rotational motion was accessible. As a result, the problem arose to determine the rotational satellite motion according to the available indirect information: current taken from the solar panels. Telemetric measurements of solar panel current obtained on the time interval of a few hours were simultaneously processed by the least squares method integrating the equations of rotational satellite motion. We present the results of processing 10 intervals of the measurement data allowing one to determine the real rotational spacecraft motion and to estimate the total angular momentum of flywheel engines.     

On solving the problems of optimization of trajectories of many-revolution orbit transfers of spacecraft

The problem of optimal control over many-revolution spacecraft orbit transfers between circular coplanar orbits of satellites is considered. The spacecraft flight is controlled by a thrust vector of a jet engine with restricted thrust (JERT). The mass expenditure is minimized at a limited time of flight. The optimal control problem is solved based on the maximum principle. The boundary value problem of the maximum principle is solved numerically using the shooting method. A modified computation scheme of the shooting method is suggested (multi-point shooting), as well as a method (correlated with the scheme) of choosing the initial approximation with the use of a solution to the optimization problem in the impulse formulation. The scheme and method allow one to construct many-revolution spacecraft orbit transfers.     

热变形对一种天线指向机构指向精度的影响分析

热变形对天线指向机构的指向精度具有重要影响,但利用传统的设计方法很难实现对指向精度的准确计算,尤其是热变形对指向精度影响的研究工作更是少见。为此建立了机构的三维实体热-结构耦合有限元分析模型,根据有限元分析结果并结合机构的运动链关系,构建了各关键运动副运动误差的计算方法;在此基础上实现了机构指向误差的计算,研究了运动副名义、最大以及最小配合间隙条件下,温度载荷对各关键运动副运动误差和指向精度的影响。研究结果表明,温度载荷对关键运动副的运动误差以及机构的指向精度具有重要影响,随着温度载荷偏离常温数值的增加,指向误差不断增大,名义配合间隙条件下的指向误差最大。     

攻角变化对超音速进气道再起动特性的影响

以二维非定常可压缩流的N-S方程为控制方程,采用SST k-ω湍流模型对攻角变化引起的超音速进气道再起动过程进行了数值模拟,研究了攻角变化对超音速进气道再起动特性的影响.结果表明,当超音速进气道不起动时,可通过合理改变攻角实现进气道的再起动工作;超音速进气道的再起动攻角随攻角变化速率的增大近似呈线性增加;攻角变化速率较...     

电缆屏蔽金属网屏蔽效能的工程计算

金属网由于柔韧性好、使用方便等优势而在电缆屏蔽工程上得到广泛应用。本文对电缆用的金属网屏蔽效能进行工程计算,通过计算,对金属网不同材料、不同规格、单层与双层屏蔽及有缝隙情况下的屏蔽效能进行比较与分析,对工程应用有一定的指导意义。     

多自由度微振动环境时域波形复现的数值仿真

为满足航天器微振动环境模拟的需要,开展了多自由度微振动时域波形复现控制方法研究。首先,介绍了基于时域波形复现的多自由度微振动环境模拟控制理论方法。其次,针对六自由度微振动激励系统,应用MATLAB软件建立了基于实测传递函数矩阵的多输入多输出微振动激励仿真系统,针对微振动时域波形复现闭环控制过程进行了算法编程,并给出了仿真的闭环控制流程图。最后,通过算例对多自由度微振动时域波形复现进行了数值仿真,以给定的白噪声为输入,模拟对实际存在的系统非线性、测量误差等影响因素的控制效果。仿真结果验证了多自由度微振动时域波形复现控制方法的可行性及有效性,所得结论可以为研究多自由度微振动时域波形复现控制系统提供参考。     

Determination of an Estimation of Parameters of Motion of a Spacecraft on the Stage of Its Descent on the Basis of Integration of Inertial and Optoelectronic Navigation Systems

The problem of determining an estimation of current spacecraft motion parameters on the stage of its descent is solved on the basis of readings of an optoelectronic navigation system and additional information from the self-contained inertial navigation system at the most general assumptions on the nature of motion of the object and the statistical properties of the noise of the measuring devices.     

多通道功率放大器中幅度和相位一致性影响分析

文章利用传输矩阵方法,建立了MPA分析模型,并通过引入幅度和相位随机性,结合各路放大器幅度和相位组合概率,对通道隔离度的影响进行了计算和分析。