储箱平铺多燃料卫星平台的主承力构架结构

为实现携较多燃料并能传递较大载荷的卫星平台,根据贮箱上下叠放、环向平铺和主承力结构与大容量贮箱一体化等典型贮箱布局介绍了一种储箱平铺的主承力构架结构。该结构可减小平台高度,降低卫星质心,且便于有效载荷扩展,并使工艺更简单。对两卫星平铺主承力结构的有限元数值模拟结果表明,其结构能满足卫星结构的力学性能要求,可作为未来相关卫星研制的参考构型。     

卫星用网格状复合材料承力筒结构优化设计

基于MSC.NASTRAN通用结构分析软件用有限元法对某卫星平台轻量化设计进行了研究.主承力结构选用新型网格状复合材料承力筒结构,优化目标为结构质量最轻.在结构强度、刚度和稳定性,满足卫星平台使用要求的约束条件下,讨论了承力筒的网格交角、网格数、网格截面尺寸与蒙皮厚度、铺层方式,以及材料选择等优化变量的确定.对根据优化...     

主结构与贮箱共承力航天器推进平台设计

航天器推进平台轻量化设计是提升航天器任务效率和优化系统性能的重要突破口。目前,通用推进平台的贮箱极少参与推进平台承载,推进平台需要通过辅助承力构件将贮箱载荷传递至主结构,降低了推进平台的承载效率。为此提出了一种主结构与贮箱共承力的推进平台构型,新研表面张力贮箱通过嵌入安装的方式安装在承力筒侧壁,并通过对承力筒主结构开展变刚度设计,实现对贮箱承载量级的合理控制。以某卫星型号的研制需求为例,基于Nastran软件对其推进平台的结构设计参数进行了优化设计,并开展仿真分析和试验验证。研究结果表明,主结构与贮箱共承力推进平台力学性能与通用推进平台相当,但推进平台干重占比可降至13.6%,可有效提升推进平台的整体效率。研究结果可作为大型航天器推进平台设计参考。     

低温表面张力贮箱研究

对用于低温液氧推进剂的表面张力贮箱进行了理论上的初步分析，认为其在理论上是可以实现的。从低温表面张力贮箱的材料选择、低温推进剂引起的热应力及隔热层结构形式等方面进行了初步探讨。重点介绍了低温表面张力贮箱隔热层的结构形式及选用的隔热材料。分析了低温表面张力贮箱面临的特殊问题。     

第二代表面张力贮箱的研究与应用进展

为了对国外新型卫星推进剂贮箱的研究动态进行跟踪，对第二代表面张力贮箱的研究与应用进展做了阐述。首先对比了不同类型推进剂贮箱的特点，在此基础上，从试验研究、数值模拟和实际应用三个角度对第：二代表面张力贮箱——以板式结构为主的表面张力贮箱的发展做了综述。研究表明，国际上已经对第二代表面张力贮箱的性能做了大量的数值模拟和搭载试验，如今第二代表面张力贮箱已经成为当今国际大型卫星推进剂贮箱的主流。这为新型卫星推进剂贮箱的研究指明方向并提供有价值的参考。     

多任务轨道光学遥感卫星推进舱设计

基于舱段模块化设计概念,设计了一种适应于有高燃料需求的多任务轨道的高分辨率光学遥感卫星平台的推进舱。该推进舱结构由大直径承力筒、并联式贮箱安装支架、十字隔板和环形底板组成,向上为大型遥感载荷和设备舱的承力舱段,向下提供与星箭适配器的接口,舱内集中布局推进分系统设备,不仅可满足500~1200kg范围燃料承载要求,同时经地面总装和测试表明具有刚度高、质心低和扩展性强等优点。模块化的推进舱舱段设计提高了我国遥感卫星平台对不同类型轨道的适应能力,一方面扩充了我国遥感卫星平台系列的产品型谱,另一方面可与整星其它舱段并行进行总装测试,显著缩短卫星研制周期。     

用于深空探测的大承载高燃重比薄壁贮箱一体化结构设计

针对某空间科学探测器采用木星借力方式进入太阳极轨,若采用CZ-5运载火箭与上面级组合发射,探测器允许质量无法满足有效载荷需求的情况,为确保探测器质量可达1 350kg,创新提出大承载高燃重比薄壁贮箱一体化结构设计。先确定贮箱构型为6只球形贮箱焊接形成六边形整体。再通过分析承力杆内倾角、数量、是否贯穿贮箱内部等因素对承力效果的影响,确定承力杆最佳构型为正八边形构型,承力杆内倾25°,电子仪器贮箱各自与2根承力杆连接,内部贯穿;推进剂贮箱对应的承力杆不贯穿,变为贮箱上下两端的接头。既有贮箱组合承力,又有杆件集中承力。对整器的模态分析和一体化球形贮箱的静力分析表明均满足结构强度要求。燃重比从传统推进结构的12.5提高至20.7,增幅为65.6%,满足木星、太阳等深空探测任务变轨携带大量推进剂的需求。     

萤火一号火星探测器防晃型贮箱技术

针对萤火一号(YH-1)火星探测器贮箱需具有防晃和蓄液排气等工作特点,对防晃型贮箱设计进行了研究.根据表面张力和微重力流体力学原理,设计了实现该功能的系列推进剂管理装置(PMD).对层流式和叶片式两种PMD进行了微重力流体仿真和试验.经计算机仿真和落塔试验验证,优选出最佳PMD方案,设计的防晃贮箱满足探测器要求.     

表面张力贮箱电子束焊接工艺研究

通过研究对接式和搭接式焊缝试板电子束流与焊缝熔深之间的关系、焊接顺序与角变形高度之间的关系,得出了表面张力贮箱前(后)舱推进剂管理装置上(下)组件电子束焊接工艺规范,即加速电压为60 kV,焊接速度为500 mm/min,工作距离为300 mm,电子束流为6 mA,聚焦电流为2.11 A,电子束偏移量为0.1 mm的焊接工艺规范.采用该工艺规范焊接的表面张力贮箱前(后)舱推进剂管理装置上(下)组件焊后和振动试验后的泡破点实测值满足设计要求.该表面张力贮箱已用于某型号上面级液体发动机.该发动机已通过了地面热试车考核.     

表面张力贮箱设计中的中性浮力实验方法

介绍了中性浮力实验方法的原理和它在实验中所需的各种条件、设备以及实验用液体的选择。该实验方法能简便地模拟液体的微重力状态 ,并能给表面张力贮箱的设计提供很大的帮助。可利用它测量各种加速度下贮箱中推进剂的位置和形状 ,为表面张力贮箱推进剂管理装置(PMD)的设计提供可靠依据。     

表面张力贮箱推进剂管理装置流阻的计算

为了在设计卫星用表面张力贮箱时，正确地计算出推进剂管理装置中液体推进剂的流阻，根据液体的流动特性，研究了卫星用表面张力贮箱推进剂管理装置中推进剂在管道，筛网和一些局部流阻的计算方法，给出了各部分流阻的计算公式，据此实际计算了一个简单的推进剂管理装置，并和实验进行了比较，结果表明理论和实验较为符合。     

双组元统一推进系统优化改进技术进展

不断提高推进剂在轨管理效率,是应用卫星对推进系统的基本要求,也是推进系统的重要发展方向。推进剂剩余量在轨高精度测量和并联贮箱均衡排放主动控制,是提高推进剂在轨管理效率的重要技术手段。针对我国SAST-5000卫星平台双组元统一推进系统,开展了气体注入压力激励方法的关键技术攻关,并取得重要进展。研究结果表明：改良型气体注入压力激励法的推进剂剩余量在轨测量精度达到-0.68%-0.66%,并联贮箱均衡排放控制措施将被动调节的不均衡度控制在优于1.13%,主动纠偏措施还可进一步提高并联贮箱排放推进剂的同步性。     

卫星贮箱故障时液体燃料运动特性仿真分析

不少在轨卫星都使用半管理液体燃料贮箱,贮箱内的液体收集器上安装有表面筛网,可阻止贮箱内气体在发动机工作时通过收集器进入到液体燃料管路中.文章假设卫星液体燃料贮箱的底部收集器出现故障,无法阻止气体进入发动机管路.为确保卫星正常在轨运行,利用计算流体动力学数值仿真方法,对液体燃料贮箱在卫星姿态控制发动机工作时的运动规律进行...     

微重力环境下推进剂贮箱中三维气液平衡界面的数值模拟

以部分管理表面张力贮箱的管理舱为研究对象,利用三维气液平衡界面计算程序Surface Evolver,在无重力和微重力且几何边界条件比较复杂的环境下对管理舱内的气液平衡界面进行数值模拟;计算结果与已经应用卫星的理论计算完全吻合。     

卫星气体工质剩余量高精度显式计算方法

为获取卫星气体工质在高压下的剩余量,研究气体密度的不同算法,结果显示:基于理想气体状态方程的密度计算在高压下存在误差;Redliche-Kwong（RK）方程对氮气密度的计算与NIST数据库查询结果最为接近。为在判读卫星实时遥测数据期间快速获取气体工质剩余量,基于数学拟合公式提出一种气体工质剩余量的显式计算方法,并采用气瓶容积随压力变化的线性模型对气瓶膨胀的影响进行修正。地面试验结果表明,该显式计算方法与实际测试结果符合良好,气瓶随压力的膨胀量呈线性变化,气瓶容积修正能够有效减小计算结果的误差。该方法针对某卫星冷气推进系统的计算结果显示,计算剩余量的不确定度为180 g,相对不确定度为0.62%。     

大型充液卫星贮箱‘正反装’情况下的特性研究

本文详细地描述了带有中心承力式双元大贮箱的大型充液卫星的液体晃动摆与卫星耦合的动力学模型;用传递函数零极点法定性地分析了控制系统的稳定性,按照实际工程设计方法考虑了晃动模型参数允差,具体地比较了贮箱‘正反装’情况下控制系统最坏允差组合时的稳定裕度和动态性能,研究了贮箱‘正反装’情况下的星箭匹配问题。研究结果表明,在控制系统稳定性方面,‘正装’、‘反装’不相上下,在星箭匹配和控制系统动态性能方面,‘正装’优于‘反装’,从而证明了选择‘正装’的合理性和必要性。