流量调节器快速起调过程

针对补燃循环发动机启动过程中流量调节器的工作特性,首先建立了描述流量调节器起调过程的动力学模型。然后设计并开展了液流试验,分析了流量调节器在快速起调过程中的特性,获得了不同阻尼孔孔径下的试验特性。试验结果表明,流量调节器在快速起调过程中,流量存在大幅超调的现象,通过增大阻尼孔孔径,可以有效地减小流量超调量。最后通过试验...     

可编程控制器(PLC)在发动机冷调试验中的应用

为满足各型号发动机对冷调试验的设计要求,利用可编程控制器准确的时序控制,在水试状态下考核发动机流量调节器、换向阀、发生器燃料阀的工作协调性。验证调节器转级时发生器点火路和推力室点火路的充填特性,获得了流量调节器和换向阀的工作特性参数。为各型号发动机的深入研究提供了有效的依据。     

星载双向耦合电感型升降压变换器研究

星载电源控制设备一般由分流器(SR)、放电调节器(BDR)和充电调节器(BCR)三部分组成。为了减小电源控制设备的质量和体积,文章提出了一种将放电调节器和充电调节器合二为一的设计方案。分析了一种双向耦合电感型升降压电路工作原理,给出了主功率电路的平均模型,推导出了该变换器双向工作的传递函数,为校正补偿网络设计提供了理论依据。经Psim软件仿真分析,并搭建原理样机进行了试验验证,结果表明:该变换器双向工作稳定,可以实现蓄电池组充放电功能。该方案减轻了电源控制设备的质量,降低了研制成本,可为后续卫星电源控制设备设计提供参考。     

型号研制精细质量控制探索与实践(上)

论述了在型号研制过程中实施精细质量控制工作的策划、组织、管控和落实的实践,以及型号研制精细量化控制的理念和管理模式,对在型号设计、制造、地面试验及飞行试验全过程质量控制方法和采取的措施进行了详细的描述,对在型号质量控制中实施精细量化管控进行了探索,为型号研制过程精细量化质量控制提供了一套有效的质量控制模式。     

返回卫星项目群流程再造研究实践

论文分析了返回卫星项目群研制管理过程中实施流程再造的必要性,明确了指导思想,进而建立了流程再造的目标和实施模型,确定了实施流程再造研究的手段和实施步骤。对于返回项目群研制过程,按照设计、总装、电测、环境试验和发射场过程几个阶段,通过实施因子分析,通过流程再造研究与实践,累计缩短研制周期6个月以上,累计节省研制成本1900万元;对于系统工程管理过程,论文从组织结构、进度管理、质量管理和资源管理几个方面对实施流程再造进行了研究,通过流程再造,进度节点完成率连续五年高达99%以上。返回式卫星项目群的流程再造研究和实践,为节约成本,提高进度,提升完成任务能力起到了积极的作用。     

载人航天器系统重量控制方法研究

系统的重量设计和控制贯穿于载人航天器研制的全过程,在型号研制中占有非常重要的地位。文章结合载人航天器型号研制实践,描述了载人航天器系统重量构成、重量控制流程、不同研制阶段的重量控制要点、系统重量控制体会以及轻量化设计措施,为未来载人航天器型号设计和减重研究提供借鉴与参考。     

飞机数字化设计质量控制要求

飞机数字化设计为质量控制提出了新问题：建立在产品设计过程中约束设计及过程行为的规范，使产品设计一开始就在规定条件下进行；建立对设计过程和结果进行检查的准则，使质量控制、检查和评估、审批流程按要求开展。本文从数字化设计过程中的技术特点考虑，提出了数字化设计质量控制的整体框架。     

补燃循环发动机起动过程涡轮功率控制

分析了采用富氧燃气发生器的补燃循环发动机起动过程中涡轮功率的控制方法,指出起动过程中涡轮功率的主要控制参数为发生器温度和涡轮压比。起动过程中发生器温度的控制依靠选择合适的流量调节器起动流量、转级时间和转级速率来实现。起动过程中涡轮压比的控制需要控制推力室的建压时间和建压幅度,这需要选择合适的推力室燃料主阀打开时间、燃料节流阀转大流量的时间。通过数值仿真,分析了上述控制方法对发动机起动过程的影响机理。     

流量调节器动态特性研究

针对一种用于液体火箭发动机的液体流量调节器,建立了描述该流量调节器稳流工作过程的非线性动态数学模型,并利用该模型对流量调节器的动态响应特性进行了仿真研究,探讨了结构参数变化对流量调节器动态特性的影响.     

运载火箭全过程全要素质量控制方法研究

依据运载火箭及其配套单机的研制流程,归纳了主要过程;在论述过程功能改进模型、过程分解、控制要素识别、控制措施制定和过程控制评价的基础上,提出了运载火箭全过程全要素质量控制方法,形成了总体框架,并提出了后续研究工作建议。     

面向高速集成VPX架构的航天产品工艺技术验证及应用

针对高速集成VPX架构的航天产品研制需求,开展了VPX压接连接器的选用必要性分析、特点介绍、鱼眼端子结构设计和合理的PCB工艺方案设计,完成了高速集成VPX架构的工艺控制流程,开展了PCB孔径尺寸验证、连接器接触阻抗验证、连接器试验样品补充50次插拔试验、结构样机的试验验证和在轨应用验证等工作,结果表明：采用文章所述的PCB工艺方案和VPX架构的工艺控制流程,成功研制并在轨应用了某星载高速集成VPX架构数传智能处理器,充分验证了VPX压接连接器可以满足星载高可靠要求。未来,采用更高速率的VPX压接连接器,通过合理的航天产品工艺方案,研制更高速度和更高集成度的航天产品,进一步提升产品的功能性能。     

A ballistic-pendulum test stand to characterize small cold-gas thruster nozzles

This paper deals with the design, development and experimentation of a new test stand for the accurate and precise characterization of small cold-gas nozzles having thrust of the order of 0.1 N and specific impulse of the order of 10 s. As part of the presented research, a new cold-gas supersonic nozzle was designed and developed based on the quasi one-dimensional theory. The test stand is based on the ballistic-pendulum principle: in particular, it consists of a suspended gondola hosting the propulsion system and the sample nozzle. The propulsion system consists of an air tank, pressure regulator, solenoid valve, battery and digital timer to command the valve. The gondola is equipped with a fin, immersed in water, to provide torsional and lateral oscillation damping. A laser sensor measures the displacement of the gondola. The developed test stand was calibrated by using a mathematical model based on the inelastic collision theory. The obtained accuracy was of ～1%. Sample experimental results are reported regarding the comparison of the new supersonic nozzle with a commercially available subsonic nozzle. The obtained measurements of thrust, mass flow rate and specific impulse are precise to a level of ～3%. The broad goal of the presented research was to contribute to an upgraded design of a spacecraft simulator used for laboratory validation of guidance, navigation and control algorithms for autonomous docking manoeuvres.     

试论防空导弹武器系统的保障性

论述了保障性与可靠性、维修性的关系，给出了防空导弹开口系统保障性的定义和目标，阐述了保障性的论证、设计、研制与评估的要点。提出保障性是设计出来的，是能保障与可保障两上方面的结合，必须将其纳入型号论证、设计全过程，必须与其他性能协调权衡；生设计是参数及其量值的设计，将保障性要求与目标转换成保障设计特 参一才能进行听软硬件设计。     

空间对接机构技术及其研制

给出了空间对接机构的传动缓冲、捕获、连接密封、结构与附件，以及控制等子系统的组成和功能，阐述了对接和分离基本过程。以及其中的备份操作。分析了对接机构的总体设计、动力学仿真、部件研制和地面试验等关键技术。     

空间环境模拟设备低温系统研制中的软件应用及参数化驱动设计

为提升空间环境模拟设备的设计效率和用户体验度,针对北京卫星环境工程研究所成功研制或正在研制的地面产品,运用CAD/CAE软件对其低温系统进行三维建模和仿真分析;依托Inventor软件进行二次开发,设计了一款专门的空间环境模拟设备数字化集成设计平台。通过对专业模型参数化驱动技术的研究,给出热沉系统参数化的各主要节点和驱动设计流程,并验证设计流程的有效性。最后,对氮系统的零件库动态扩充进行了探讨。     

测试流程可视化关键技术研究与实现

本文属于火箭测发控系统软件领域,对流程可视化技术的关键技术进行研究.提出一种基于面向对象的分析和设计,将编译技术、MVC设计模式和UML理论结合起来应用的图形可视化技术,旨在降低测试流程定制和管理的复杂度、提高用户工作效率、降低测试成本.图形化界面设计支持对图元的移动、复制粘贴、图元属性值的设定和对控制结构的表达.利用该技术实现测试流程可视化系统,为用户提供直观的交互途径,解决了其他图形化技术无法解决的问题,满足了航天领域的高可靠性要求.     

遥测模拟控制器的研制

根据神州六号飞船推进舱故障模拟测试的要求,研制了一套遥测模拟控制器。本文介绍了系统的硬件工作原理与嵌入式软件流程、上位机通信功能、故障数据处理方法。系统实时联调结果表明,整机性能稳定、可靠,能够模拟各种故障模式,满足了总体要求。     

减压阀节流口流场仿真和分析

采用Fluent软件对火箭姿态控制系统减压阀环形节流口流场进行了数值仿真,得到了流场有关参数图形。减压阀节流口气体流场为非自由、紊动、冲击、壁面射流,气体在节流口达到音速,贴壁面高速射流出去后,相互撞击、压缩并撞击阀芯柱面产生激波,气流总压损失较大,建议采用等温过程进行特性计算。减压阀环形节流口后流场存在激波,总压并不守恒,目前通用的气流稳态流动力计算公式并不合适,应借助流场分析工具进行节流元件受力分析。     

Ares I–X Flight Test Vehicle similitude to the Ares I Crew Launch Vehicle

The Ares I–X Flight Test Vehicle is the first in a series of flight test vehicles that will take the Ares I Crew Launch Vehicle design from development to operational capability. Ares I–X is scheduled for a 2009 flight date, early enough in the Ares I design and development process so that data obtained from the flight can impact the design of Ares I before its Critical Design Review. Decisions on Ares I–X scope, flight test objectives, and FTV fidelity were made prior to the Ares I systems requirements being baselined. This was necessary in order to achieve a development flight test to impact the Ares I design. Differences between the Ares I–X and the Ares I configurations are artifacts of formulating this experimental project at an early stage and the natural maturation of the Ares I design process. This paper describes the similarities and differences between the Ares I–X Flight Test Vehicle and the Ares I Crew Launch Vehicle. Areas of comparison include the outer mold line geometry, aerosciences, trajectory, structural modes, flight control architecture, separation sequence, and relevant element differences. Most of the outer mold line differences present between Ares I and Ares I–X are minor and will not have a significant effect on overall vehicle performance. The most significant impacts are related to the geometric differences in Orion Crew Exploration Vehicle at the forward end of the stack. These physical differences will cause differences in the flow physics in these areas. Even with these differences, the Ares I–X flight test is poised to meet all five primary objectives and six secondary objectives. Knowledge of what the Ares I–X flight test will provide in similitude to Ares I—as well as what the test will not provide—is important in the continued execution of the Ares I–X mission leading to its flight and the continued design and development of Ares I.     

航天器测试控制语言设计与实现方法研究

提出以航天器测试系统监控管理软件为运行环境的结构化航天器测试控制语言的语句定义和采用专用编译器、解释器实现的一种方法,可作为研制测试语言和在测试系统监控管理运行软件环境中增强测试序列管理和功能的设计参考。