空间飞行器抛物面天线在轨热变形分析

准确地预测天线反射器在空间轨道环境下的热变形是高精度空间飞行器抛物面天线设计中的一项关键技术,这是一个牵涉到多个学科分析工作的复杂任务,必须发展可靠、有效的分析技术和工具来解决。本文采用有限元方法对抛物面天线反射器的在轨温度场进行了计算,得出了详细的温度分布。然后用有限元方法计算了由于热载荷引起的反射器表面变形。为了提高分析的效率和计算精度,本文采用统一的模型完成了从外热流计算,角系数计算,热分析到结构分析的多项分析工作。     

热损失对燃气蒸汽式发射动力系统内弹道计算影响

传统发射动力系统使用定能量系数修正内弹道计算模型,提高了内弹道特征值计算精度,但内弹道参数曲线计算值与测试值存在一定偏差。某型燃气蒸汽式发射动力系统发射筒内压力计算值与测试值存在一定的偏差,经分析内弹道模型中假设能量系数为常数是造成发射筒内压力计算偏差的主要因素。为了获得能量系数随时间的变化规律,通过使用热损失经典算法和试验研究相结合的方法,对发射动力系统工作过程中的热损失进行了计算研究,发射动力系统总的热损失为32 969.6 kJ,能量系数随发射动力系统工作逐渐增加。使用变能量系数修正内弹道计算模型对发射内弹道进行计算,计算结果表明变能量系数可有效提高导弹发射筒内压力的计算精度,同时经过分析燃气发生器和弯管仍具有降低热损失的潜力。     

长二丁运载火箭二级姿控发动机热控设计及其试验验证

根据长二丁运载火箭姿控发动机的热环境条件和系统对各组件的温控要求,初步制定了姿控发动机主要组件的热防护设计方案。以贮箱和电磁阀为主要热分析对象,用I-DEAS软件建立有限元模型,通过数值仿真计算获得各组件不同时间的温度。计算结果与贮箱和机组组件的地面模拟热辐射环境的热流试验数据进行比较,对设计作改进。最终给出了满足系统设计要求的二级姿控发动机热设计方案。     

天宫一号目标飞行器氢镍蓄电池内部温度场仿真分析与验证

建立了氢镍蓄电池温度场热仿真模型,模拟氢镍蓄电池放电过程的温度。实测结果表明仿真计算值与实测结果一致性较佳,两者温差最大仅0．7℃,验证了热仿真模型的有效性。用该仿真模型对天宫一号（TG-1）目标飞行器40A·h氢镍蓄电池进行了热设计优化,根据优化结果研制了相应的电池。对电池内部温度的测试结果表明其内部最大温差约5℃,...     

利用热平衡试验稳态数据修正对接机构热模型

根据热平衡试验数据与计算结果的比较,分析两者存在差异的原因,用热平衡试验稳态工况数据修正对接机构热模型中的单元划分和热网络方程。研究了对热网络方程修正的方法,基于参数化和节点群概念改进参数化节点群整合方法,以明显减少需修正系数的数量,并与分级修正和局部修正综合,提高热网络修正方法的实用性。算例表明：通过热模型修正使温度计算值与试验值的偏差达到允许的要求,表明该热模型修正方法有效。     

石英谐振式加速度计

介绍石英谐振式加速度计工作原理,分析影响元件Q值的因素,计算热弹耗散对Q值的影响,在元件结构中基于机械滤波原理设计振动隔离系统,并通过ANSYS计算验证隔离系统的有效性。最后对样机的性能进行测试,并将测试结果和计算结果进行比较。两者基本吻合,从而证明设计方法的正确性。     

固体火箭发动机喷管扩张段壳体结构优化设计

针对某型号发动机喷管扩张段壳体结构,建立了高精度三维扩张段热结构FEM模型,计算了喷管工作时扩张段壳体结构在承受高温、高压以及作动器外载的联合作用下,结构的应变及位移分布规律,并与全尺寸发动机喷管热联试的试验结果作对比。结果表明:热结构仿真计算与试验结果吻合较好,其中关键承载部位应变最大误差小于15%,验证了热结构仿真模型准确性及精度,可以用于工程上扩张段壳体热结构强度校核。在此基础上,以环/母向筋条数量为设计变量,采用First-order优化方法对喷管扩张段壳体结构进行减重优化设计,在满足强度和刚度要求的前提下实现了目标结构约30. 8%的有效减重。以上计算结果对于固体火箭发动机喷管扩张段壳体结构设计优化,准确预估结构安全裕度有着一定的参考价值。     

临近空间热环境分析及低速飞行器的热设计方法

对临近空间飞行器所处空间独特的热环境及其热控过程的特殊性进行 分析讨论。针对临近空间飞行器热设计过程的关键环节、有效载荷的散热方式和散热效果, 进行实例分析及计算比较,结合飞行器内部有效载荷和能源系统的功耗情况与热控要求,提 出一套飞行器的热设计流程,建立相应的临近空间飞行器热设计模型。本文旨在建立临近空 间飞行器的热设计方法,提升临近空间飞行器的热管理水平。
     

面向火星表面巡视探测的热惯量反演模型及试验验证

基于火星表面土壤温度的昼夜周期性变化特性,建立了一种面向火星表面巡视探测的热惯量反演模型,可根据表层不同深度的热电偶测温数据计算被测区域的热惯量,实现表面巡视探测过程中的热惯量在线反演。为验证模型正确性,在地面建立了火星表面热特性试验测试系统,通过对比被测模拟火星土壤的热惯量实际值与模型计算值,验证热惯量反演模型的精度。结果表明,与试验模拟火星土壤的热惯量数值相比,该模型对热惯量的反演误差小于6%,为在线反演火星表面不同土壤地形的热惯量,辅助识别地形可通过性提供了一种可行方法。     

基于全弹道六自由度仿真的频域设计优化方法研究

在数学仿真过程中实时建立对象的线性化模型、计算传递函数,同时,用初步设计的控制参数进行频域幅值裕度和相位裕度的实时统计,根据统计结果,依据某一个或几个优化原则,对设计参数进行多次修正,最终得到优化的设计结果。     

蜂窝夹层结构抛物面天线型面精度仿真分析

星载抛物面天线在绕地球工作时会产生较大的热变形。为了获得在近地服役环境下全尺寸反射器型面精度模拟的工程方法,采用ABAQUS有限元和最小二乘法,对口径1.2 m的小尺寸蜂窝夹层结构天线进行热变形和均方根(RMS)值计算,对热膨胀系数、蜂窝高度和蒙皮铺层数量等因素进行分析。结果表明:蜂窝高度方向的热膨胀系数是影响RMS值的最主要因素。当蜂窝高度为65 mm,上、下蒙皮铺层数量为12层时,型面精度RMS值满足设计要求。最后基于实际装配条件计算全尺寸反射器在-80～120℃下的热变形,发现紧固件和预埋件可以有效减小工作面热变形,并且得到全尺寸反射器RMS值为40.45μm。该研究结果可为星载固面蜂窝夹层结构反射面天线结构的设计提供依据。     

推力器真空羽流热效应计算模型修正及误差分析

开展羽流热效应计算模型精确评估是合理进行热控设计的前提和条件。文章采用数值求解N-S方程和基于工程经验的点源法相结合的方法得到羽流内外流场;而后采用理论经验公式对羽流热效应计算模型中的关键参数(壁面热适应系数)进行分析,并讨论它们的取值范围;最后利用MBB 10 N推力器的地面试验数据,对羽流热效应关键参数的取值范围进行了精确评估,使得羽流热效应计算误差减小到工程允许的范围内,确认了修正后计算模型的正确性和可信度。     

基于热解动力学的绝热材料烧蚀研究

针对绝热材料的烧蚀热响应进行了研究。采用热解动力学模型计算材料热解,同时计算热解气体的一维流动。采用基于化学动力学控制及扩散控制的烧蚀模型计算材料表面的烧蚀。计算模型中采用有限体积法对能量方程进行离散计算,采用SIMPLE算法对热解气体的流动模型进行计算。计算结果表明,绝热材料内部的孔隙率呈梯度分布,材料的热解率是空间和时间的函数,烧蚀过程中部分材料处于原始材料状态。     

基于优化的蜂窝板有限元模型修正

蜂窝板具有较高的比强度和比刚度,在航空航天领域得到广泛应用。用三明治等效方法计算蜂窝板等效材料参数,在MSC.Patran中建立有限元模型计算蜂窝板基频,通过分析设计变量和目标函数在NASTRAN中对蜂窝板基频进行优化,利用优化结果确定等效剪切弹性模量计算公式中修正系数γ并重新计算修正后模型基频,以试验所测基频值为标准对蜂窝板有限元模型进行修正。修正后模型计算基频值与实测值之间的偏差明显减小,证实了模型修正的有效性。     

复燃对液体火箭返回阶段底部热环境的影响

为了研究垂直起降液体火箭在返回阶段发动机反向喷流及复燃对箭体着陆支腿和底部热环境的影响,建立了尾焰复燃、流场及光谱辐射计算模型。在国内率先对垂直起降液体火箭在返回阶段的箭体底部热环境进行了数值计算,流场计算采用商业软件,复燃反应使用有限速率化学反应模型;采用HITRAN数据库获得喷流气体组分的光谱吸收系数、正反光线踪迹法求解辐射传递方程。利用文献实验结果,对计算进行了验证并考察了复燃对底部热环境的影响。结果表明:复燃反应对包括箭体底面、侧壁面及着陆支腿的对流和辐射热流密度均会明显升高,最高可达80%以上。因此,研究成果适用于液体火箭返回阶段底部精细化热设计,且在设计过程中有必要考虑复燃的影响。     

热真空试验用红外加热笼的热设计

文章介绍了一种航天器热真空试验用红外加热笼热设计计算的方法,提出了利用"有效辐射"的概念进行热设计计算的一般方法,并结合一次试验,进行了加热笼热设计计算的验证.     

使用太阳模拟器进行热平衡试验的附加外热流影响分析

航天器的结构复杂化与表面热光学性能差异,使得航天器热平衡试验中对大型太阳模拟器的需求越来越大。文章根据离轴式太阳模拟器的结构,分析了使用太阳模拟器进行热平衡试验时,真空容器中附加外热流的来源及其对试验的影响,并通过建立热控星模型和容器与热控星的联合模型进行仿真计算,给出温度分布结果,进而提出相应的试验设计改进建议。     

某固体火箭发动机热结构的ANSYS有限元分析

基于ANSYS软件对某固体火箭发动机(SRM)的热结构进行了有限元分析。计算了潜入式喷管瞬态温度场和应力场,用间接耦合解法进行热-应力耦合分析。结果表明:计算值与实测结果较吻合,可为SRM的热结构分析提供一种实用快捷的计算方法。     

多层隔热材料热物性参数工程计算方法

有效发射率、有效太阳吸收比和当量热导率等多层隔热材料热物性参数的正确确定是进行航天器热分析和热设计的基础。对多层隔热材料的这些热物性参数的工程计算方法进行了介绍,通过计算分析获得了不同条件下这些热物性参数的定量值,可为航天器热控设计提供参考。     

舱内失压下航天员热舒适度和散热量仿真

针对载人登月舱内失压应急返回过程中,不同条件下航天员穿着舱外航天服维持生存时的热舒适度问题,基于Matlab建立了人-航天服热模型。其中人体热模型基于Fiala模型建立,航天服热模型使用集总参数法建立。经过不同工况的对比,仿真结果与文献数据基本吻合,验证了模型的正确性。在此基础上,基于DTS热舒适度计算方法对不同失压紧急情况下的人体热舒适度进行了分析,得到了舱内不同环境下人体热舒适度、航天服所需散热量和通风气体湿度的变化规律,并提出了系统优化方案,为我国应急舱内压力防护系统的设计和生保方案制定提供了参考。