哥伦比亚号防热系统概貌

□□2003年2月1日,美国哥伦比亚号航天飞机返回地面时在空中解体,机上7名航天员全部遇难。失事后世界航天界和媒体对失事的原因有各种各样的猜测。哥伦比亚号事故的原因主要集中在其防热系统,为了比较深入地探讨这一看法的准确性,有必要对航天飞机防热系统的布局和结构概貌作一     

弹道式再入航天器的烧蚀防热结构设计

介绍弹道式再入航天器烧蚀防热结构设计,文中说明了方案、材料选择、设计和分析计算。最后评价了这种防热结构。     

高超声速飞行器一体化防热与热控设计方法

围绕高超声速飞行器所遭遇的"热障"问题,阐述了防热与热控系统一体化设计的思想,指出将机身结构、防热与热控系统、推进系统耦合在一起进行一体化设计是解决"热障"问题的有效途径,并提出了不同任务需求的高超声速飞行器防热与热控系统方案思路.介绍了部分防热材料的性能,指出了在设计中选择防热材料的原则.对防热与热控系统的优化方法进行了探讨,指出了防热与热控系统一体化设计中涉及的关键技术,举例说明了防热与热控一体化设计的基本流程.      

返回式卫星烧蚀防热结构的工程计算

叙述了一种返回式卫星的烧蚀防热结构形式,对FL复合材料、硅橡胶的烧蚀机理及计算方法进行了论述,并与飞行试验结果进行了比较,给出了结论性的意见。     

碳纤维增强石英作辐射防热盖板的评估与研究

对纤维增强陶瓷在辐射防热结构中充当外部辐射盖板的特性进行了评估。以返回航天器典型的力学环境和热环境为依据,对碳纤维增强石英进行了试验研究,包括小平板再入热模拟试验、大尺寸热结构件的常温振动、常温冲击、低温振动、低温冲击和再入加热等项目。一系列试验证明,碳纤维增强石英既保留了陶瓷耐高温、隔热好的优点,又克服了陶瓷固有的脆性,因此,在返回舱上作防热材料颇具潜力。     

航天飞机上使用的两种防热材料

这是哥伦比亚号航天飞机上使用的防热瓦。图中表示第三次试飞返回后,局部地方防热瓦脱落的情况。这是挑战者号航天飞机发动机吊舱上覆盖的防热毯。它是航天飞机上     

航天飞机的新型防热瓦

洛克希德公司生产了一种重量较轻的新型防热瓦,采用这种瓦可以使航天飞机减少900磅的重量。这种新型瓦命名为 FRIC-12(耐熔合成纤维防热材料,每立方英尺12磅),它将首次使用在第三架航天飞机轨道     

航宇局探索防热瓦新的安装方法

航宇局举行了会议,讨论在航天飞机轨道器上安装防热瓦的新操作、训练及检查程序的问题。据认为,损坏的粘合剂限于那些安装在0.09英寸厚的薄毡类隔热衬垫上的防热瓦。轨道器上的大部分防热瓦是安装在0.16英寸厚的毡状衬垫上。     

航天飞机的"铠甲"

今年2月1日，美国的哥伦比亚号航天飞机发生机毁人亡事故后，人们从专家对事故原因的分析中认识了一种少听说的科技产品——防热瓦（隔热瓦）。其实，从投入使用的第一天起，防热瓦就已经成为航天飞机一种不可缺少的“铠甲”，20多年来，它一直在为航天飞机“保驾护航”。当年驾驶哥伦比亚号航天飞     

返回式卫星防热罩的分离动力学问题

本文对返回式卫星有关分离防热罩的动力学问题进行了研究.给出了初始分离速度大于最小分离速度情况下,防热罩速度和位置随时间变化的计算公式;提出了有效尾流长度的概念;推导出了所需最小分离速度的直接计算公式.文中的方法对于具有零攻角底部中心弹射分离情况下的其他类型的再入飞行器也是适用的.     

含非线性特性的卫星压紧释放机构动力学研究

针对卫星新型压紧释放机构的局部非线性特性，建立局部非线性结构模型，通过模拟加载得到局部非线性结构的力-位移曲线，根据实际结构的工作情况定义结构等效刚度载荷和位移限制的选取原则，并求解结构等效刚度取值区间，最后针对天线动力学特性开展区间不确定性分析。分析结果与试验结果能够很好地吻合，天线基频误差在10%以内，满足工程应用需求，说明该分析方法的有效性。提出的局部非线性结构等效刚度区间分析方法可为卫星天线新型压紧释放机构非线性动力学分析提供解决途径，也可为其他局部非线性结构动力学分析提供参考。     

基于链路预测的未来新增航线发现

针对新增航线发现研究中存在的航线选择主观化、网络信息挖掘不充分等问题,考虑航空运输网络的拓扑结构特征和节点(通航城市)层次属性,提出了一种基于链路预测的未来新增航线发现(NARP)模型。NARP模型提取局部封闭子图构建子图邻接矩阵,基于距离标记子图节点结构重要性,采用因子分析和层次聚类提取节点层次属性。在此基础上,融合子图结构和节点属性2类特征,采用深度图卷积神经网络(DGCNN)进行链路预测,实现新增航线发现。在中国航空运输网络实际运行数据上的实验结果表明:较之基准方法,NARP模型的预测准确率最高提升9.28%;在网络极度不完整时,预测准确率可以保持在80%左右;预测结果符合航空运输网络的实际演变情况。      

火焰筒结构局部热屈曲分析方法

根据局部热屈曲的失效机理,考虑局部温度和压应力水平两个热屈曲主要因素,从以应力函数和挠度函数为变量的受热板控制方程出发,推导出薄壁结构热屈曲失稳边界的判据表达式.依据确定的热载荷和设计的压力载荷,确定火焰筒结构的局部热屈曲危险部位,并将子模型技术引入到热屈曲分析中,确定危险部位的临界温度和临界压应力,以此对火焰筒结构进行局部热屈曲判别.通过工程实例的初步验证,计算与试验结果吻合良好,对火焰筒结构设计具有重要的工程应用价值.     

复合材料层合结构整体┐局部有限元素法

提出一个精确分析复合材料层合结构应力的整体－局部有限元素法．首先，采用分区直线模型的子单元法，计算整个层合结构的位移和应力．然后，在应力计算精度要求较高的局部区域内，以子单元法计算所得节点位移为基础，以应力参数为基本未知量，利用修正余能原理，进一步精确分析该局部区域的应力．计算表明，该方法对于复合材料层合结构的应力有很高的计算精度     

基于Fluent的电液泵流场与温度场有限元分析

介绍三相异步电机-轴向柱塞式电液泵(EHP)的集成结构与工作原理,计算电液泵机械损耗,在Ansoft软件中建立电液泵电机模型,仿真分析电液泵的电磁损耗,并在此基础上建立有限元耦合模型,借助Fluent软件仿真分析液压油在壳体内腔的流动与温度分布状态,以及关键零部件的温度分布。有限元分析结果表明,液压油可以在流道内充分流动,并且额定工作状态下,当进口液压油温度为35℃时,电机定子最高温度不超过58℃,转子最高温度不超过40℃,散热效果好于传统电动机-泵组。针对定子内部温度较高的现象,研究了定子四周打4个直径10 mm的通孔后的温度分布情况,并与打孔前进行了对比,结果表明,打孔后电机定子最高温度降低了0.6℃,局部区域温度降低超过3℃,散热效果改善明显。     

平面工艺功率型半导体晶体管铝迁移实验

在平面工艺制造的功率型半导体晶体管芯片表面,发现高强度电场条件下存在跨越0.05 mm半绝缘硅带的铝迁移现象,对此开展了一系列实验研究. 通过开帽物理观察与分析、低温测试与烘干验证、迁移物质分析对比,确定了迁移现象中的迁移物质,同时分别取证环境温度、湿度、芯片表面污染物以及器件局部结构与此迁移现象的关联性,以此提出了迁移机理假说,为在不同的诱发条件下对此迁移机理进行确认和量化研究提供指导.      

小展弦比有限厚度舵面颤振特性分析

摘要： 舵系统是超声速再入飞行器机动飞行过程中对姿态进行控制的重要部件,其颤振特性分析是保证型号研制及飞行试验成功的关键环节.本文用当地活塞流理论对舵面颤振特性进行分析,首先建立舵系统动力学方程,确定舵面颤振临界边界计算方法,然后通过有限元分析和模态试验确定不同舵偏角度及不同加载量级组合工况下舵面模态参数,最后通过颤振分析确定舵面颤振临界参数,为舵系统结构方案设计及优化提供技术支撑.     

一种功能梯度Timoshenko梁的损伤识别方法

为了获得功能梯度材料的高精度损伤识别方法,本文基于动力学方法,通过对状态空间变量进行变量替换,求得了沿轴向指数分布的功能梯度Timoshenko梁的传递矩阵,通过分析裂纹对结构局部柔度的影响,采用扭转弹簧模拟裂纹对结构局部柔度的贡献,建立了功能梯度Timoshenko梁的表面裂纹传递矩阵,并且推导了复杂边界条件下多跨梁的理论模型。通过将非线性方程组转化为单一目标函数优化问题,并将增广拉格朗日算法与差分进化算法相结合对结构进行损伤识别。计算实例表明,本文提出的方法具有精度高、收敛快等特点,且适用于复杂边界条件下多损伤模型的损伤识别。      

硬X射线调制望远镜(HXMT)天文卫星的结构分析

根据HXMT卫星的结构形式,建立卫星的有限元模型,进行静力、模态、频率响应计算,得出了最大纵向、最大横向过载联合作用下卫星各组成部分的最大应力值.对整星结构进行了模态计算和频率响应分析,得出了100Hz以内的模态频率值.结合理论分析和以往的设计经验,提出了对该卫星结构的合理改进建议.      

基于重加权低秩近似和高斯混合模型的图像块效应去除算法

针对离散余弦变换(Block-based Discrete Cosine Transform, BDCT)在图像解码器处产生的块重构伪影现象，提出了一种联合两种先验知识的图像去块效应算法，这两种先验知识分别是重加权低秩近似和高斯混合模型。该算法首先利用重加权低秩近似来增强图像块之间的局部结构和非局部的自相似性，有效地保留原始图像中更多的精细结构。其次，还利用高斯混合模型对块状伪影进行建模获得更可靠、更鲁棒的结果。通过在标准测试图像上的实验表明，提出的算法在主观视觉效果和客观评估方面均优于其他的块效应去除方法。