高温合金热防护系统设计与分析

金属热防护系统是高超飞行器热防护系统的理想候选方案。给出了一套高温合金 金属热防护系统的初始设计方案,进行了金属热防护系统各功能层选材;给出了金属蜂窝材 料的宏观力学性能和导热性能等效方法;建立了金属热防护系统简化的一维有限元传热分析 模型,提出了采用迭代分析方式说现的金属热防护系统隔热层尺寸优化方法;建立了金属热 防护系统的三维有限元分析模型,实现了金属热防护系统的热弹性分析;最后通过典型算例 验证了上述方法的有效性。     

发汗式主动冷却金属热防护系统主动冷却效率研究

发汗式主动冷却金属热防护系统是一种新型概念,将发汗冷却方法应用于金属热防护系统中,用于提高金属热防护系统的热载荷承载能力,是解决临近空间高超声速飞行器防热问题的有效方法。设计并建立了发汗式主动冷却金属热防护系统的实验模型,分析了发汗式主动冷却金属热防护系统的基本冷却原理,测量了同一实验模型分别在有无发汗冷却作用下,沿厚度方向不同位置测量点的温度响应。结果表明：在相同的加热条件,采用发汗冷却方法,可以使受热蒙皮材料达到相同温度的时间明显滞后;在发汗冷却作用的过程中,内部隔热层的温度不会超过水的沸点温度;采用发汗冷却方法,可以使同一结构热载荷承载能力至少提高70%;通过合理的结构设计,可以减少受热蒙皮由于热膨胀而引起的结构变形。
     

金属热防护系统动力学建模研究

研究了金属热防护系统的动力学建模及简化计算方法.首先,给出了蜂窝结构面外的等效热导率、比热容、密度和弹性系数的表达式,并给出了算例验证;其次,建立了包括外层蜂窝、中间防热层、内层蜂窝、应变隔离层和承力结构的完整模型,研究了外表面受高温加热情况下结构的热力学响应及弯曲模态;最后,提出了带金属热防护系统的结构弯曲热模态计算...     

亚轨道重复使用运载器总体多学科优化方法

针对亚轨道运载器总体设计多学科耦合的特点,从任务规划、学科建模、集成和求解策略等方面对多学科优化方法进行了研究。以助推亚轨道飞行器为对象,确定了学科模块组成、功能和数据耦合关系。建立了与总体设计过程相适应的7个学科模型,包括几何主模型、气动、推进、弹道、气动热、传热/热防护系统、结构。结合飞行器任务要求和基准方案,从系统级定义了多学科优化问题,包括目标函数、约束条件和设计变量。基于多学科软件框架集成学科模型,采用多学科可行法作为求解框架,建立了亚轨道飞行器多学科优化系统,选择SQP算法完成了以起飞总重为目标的优化。结果显示,优化后,发动机结构、热防护系统有所增加,但结构质量和燃油消耗减小,综合作用使总重减小2.4%,体现了多学科优化的协同作用。     

高超声速飞行器翼面前缘半主动金属热防护系统设计与分析

针对高超声速飞行器翼面前缘的热防护,文章设计了一种基于热管的半主动金属热防护系统。设计中使用工程估算方法预测了翼面前缘的气动热环境,并采用有限元法对高温合金翼面前缘结构进行了热固耦合分析和强度考核。分析结果表明:在马赫数为5~8的飞行状态下,热管可以有效地降低高超声速飞行器翼面前缘峰值温度达23%~31%,且呈现飞行马赫数越高则峰值温度降低幅度越大的趋势;同时热管还可以降低翼面前缘结构温差达90%以上,从而极大地减小由于温差而导致的热应变和内部应力。因此,将基于热管的半主动金属热防护系统应用于高超声速飞行器翼面前缘可以真正实现结构防热一体化,有助于获得较好的防热和减重效果。     

充气式再入柔性热防护系统热流及结构研究

建立了充气式再入返回航天器的展开模型,用工程算法对整个再入过程的外热流和温度进行了估算。根据再入过程的外热流和温度条件,参考"充气再入飞行器试验"(Inflatable Reentry Vehicle Experiment,IRVE)典型热防护材料和结构设计,建立了柔性热防护系统结构模型及传热模型,通过ANSYS有限元方法计算出柔性热防护系统各功能层再入过程中的温度响应。文章从功能层材料、功能层铺层顺序和复合功能层三方面,初步分析比较了各种方案的充气式再入柔性热防护系统的防热效果,可为充气式再入返回柔性热防护系统的设计分析提供参考。     

运载火箭尾段防热/承载一体化热防护系统设计及性能分析

先进热防护技术是可重复使用运载火箭研制的关键技术之一,具有高结构效率的防热/承载一体化热防护系统是运载火箭极具潜力的备选热防护方案。本文系统地总结了可重复使用运载火箭尾舱段防热和承载两方面的设计要求,设计了一种全复合材料防隔热/承载一体化热防护系统。开展了运载火箭尾段一体化热防护系统设计,进行了代表性单胞结构的高温环境地面试验,揭示了复合材料一体化热防护系统的防隔热机理。同时施加力学和热流载荷,利用有限元方法对运载火箭尾段进行了热力耦合分析,获得了尾段结构的温度场、应变场和应力场。结果表明:在典型载荷工况下一体化热防护系统内壁温度保持在89.2℃以下,内部最大应力不超过9.53 MPa,安全系数达到1.89。     

航天器可重复使用热防护技术研究进展与应用

新一代可重复使用飞行器对热防护系统提出了更高的要求,对于发展高超声速技术而言,可重复使用热防护系统设计至关重要,同时也面临着最困难的技术挑战。文章总结了可重复使用热防护系统可用的新型防热机制,综述了可重复使用航天器所采用的热防护系统的发展状态及典型飞行器应用现状,并阐述了新一代可重复使用热防护技术在设计与分析方法、验证与评价手段以及新型热防护材料等几个方面所面临的挑战。文章有助于更好的理解未来的高超声速飞行器发展中可重复使用热防护技术的发展方向。     

非均匀气动加热下隔热层结构的优化设计

为获得非均匀气动加热条件下高超声速飞行器不同部位的合适的热防护系统厚度,发展了一种基于网格变形技术（ASD）的隔热层结构优化方法。以高超声速飞行器的复合材料隔热层结构为研究对象,采用有限元法在局部均布热流载荷、三角形均变热流载荷和二次函数热流载荷等作用条件下建立隔热层结构的热固耦合分析模型,提出了基于ASD技术与热固耦合分析相结合的结构轻量化设计方法。结果表明,基于网格变形技术能够快速有效地解决优化过程中的网格自动更新问题,并得到了光滑柔顺的厚度形状曲线,优化后更充分发挥了隔热层结构各层材料的承载能力。     

X-37B轨道试验飞行器可重复使用热防护系统综述

热防护系统是可重复使用航天器的核心部分,X-37B轨道试验飞行器的成功试飞,突破了可重复使用热防护系统的技术瓶颈。文章对X-37B热防护系统进行了介绍,对鼻锥、机翼前缘、机体迎风面及背风面等部位热防护材料的技术方案、性能参数、制备方式及验证情况进行了概括,同时,总结了X-37B热防护系统的设计经验,可为我国可重复使用航天器热防护系统设计及研究工作提供参考。     

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.     

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...     

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。     

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.     

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。     

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。     

Stability of dynamic algorithms of determination of quasi-stationary satellite orbits

A method of estimating the stability of the problem of orbit determination under disturbances caused by finite accuracy of calculation and geographical siting of observation stations is proposed.