空间生产及失重流体力学

二十多年来失重条件下空间生产研究高速发展着。基础理论、地面试验、载入航天器轨道飞行试验均取得了重大成果。目前,特种合金、半导体材料、超纯玻璃、特效药品和生物制品已在空间制取成功。由于这些产品的巨大军事价值、经济价值和社会效益,使美苏日西欧东欧国家以及一些第三世界国家竞先研究发展。空间生产是在独特的失重条件下进行的,失重物理现象、失重燃烧、失重流体力学是空间生产研究中首先遇到的问题,地面试验手段的创立是解决问题的关键之一。     

用大气球做失重实验

前言在宇宙空间飞行的火箭、人造卫星、航天飞机要经历超高真空、失重等特殊环境,因此在地面上有必要进行预备性实验。在地面上用长为20m左右的真空槽做失重实验,也只不过能实现几秒的失重状态。然而在地面上30km的高空处,空气密度大约仅是地表处空气密度的1/100,因之空气阻力也变小,所以由很高的高度落下的物体,就能实现近似于失重的状态。例如,重量100kg、横断面积0.1m~2、摩擦阻力系数约为0.2的物体,由35km高空落下时,可望能实现10~(-3)g     

地面长时间微重力装置原理及设计

采用串联的Maxwell摆作为主机构，可以实现地面上长时间、低速度的连续失重环境，解决了地面上长时间失重伴随的速度无限增大及加速度反弹问题。     

高超声速飞行器低气压环境结构热试验控制技术研究

随着高超声速飞行器的快速发展,为了验证其在飞行过程低气压环境中气动热载荷作用下的结构承载能力和热学特性,需要进行地面结构热试验进行模拟。此类试验一般采用舱段和全弹进行,试验规模大,加热时间长;而又由于热试验普遍的不可重复性,对试验过程中的加热控制技术提出了新的要求。为了确保该类型试验的成功性,本文从试验产品加热分区划分、控制反馈信号的设置和控制算法的修改等方面对地面热试验原有的控制方式进行了改进,避免了低气压环境下电极放电造成的传感器系统失效对试验的影响,提升了高超声速飞行器低气压环境下的可靠性,可为常压或者低氧环境下热试验的开展提供积极的借鉴。     

直径3.6米空间环境模拟室的设计与性能分析

前言人造地球卫星、宇宙飞船或其他宇宙飞行器,从车间组装到完成飞行任务,经受着各种环境作用。影响人造地球卫星的主要因素是空间飞行阶段所经受的各种环境:真空、冷黑、太阳辐射、地球红外辐射、地球反照、粒子辐射、微流星、宇宙尘、失重、地球和其他天体的电场、磁场以及飞行器本身诱导的环境。根据已有的经验和认识,真空、冷黑、太阳辐射以及卫星在轨道上的运动状态对卫星的性能影响最大。因为真空条件下的热交换、电绝缘、机械、气密、材料的昇华与润滑等性能,和在大气情况下很不一样。10~(-9)托以上的超高真空还可能引起干摩擦或冷焊,     

失重环境与液体管理

前言近20年来随着宇航技术的发展,国外对失重环境进行了大量研究工作。我国也利用飞机、落塔和1-g模拟等手段开展了这方面的研究工作,对失重和低重环境下贮箱中液一气界面静平衡形状,液体重定位,出流、气蚀及晃动等问题进行了失重模拟试验和分析。本文仅就国外进行的流体静动力学,宇航工程中推进系统的液体管理及其它有关问题作综合介绍,以便有关单位参考。     

航天产品冲击响应分析及损伤/失效评估方法研究综述

冲击环境是火箭、导弹等航天器在其全寿命周期经历的严酷的力学环境之一,其往往会导致航天器产品发生损伤/失效,甚至引发飞行事故,已成为制约航天器飞行可靠性提升的关键因素。本文分别从理论分析、经验外推以及数值仿真、试验研究等角度,系统总结了国内外在航天产品冲击响应分析与冲击损伤/失效两个方面的研究进展,并综述分析了国内外众多学者提出的各种冲击损伤/失效评估方法在航天产品上的适用性。在此基础上,结合我国航天工程实际,为今后的相关技术发展提出了建议。     

基于MATLAB的飞行模拟器发动机地面启动过程仿真建模

简要介绍了飞行模拟器中发动机地面启动过程的特点。重点分析了发动机地面启动过程的建模方法,以保证满足飞行模拟器对发动机系统地面启动过程仿真精度的要求。本文以某民航飞机涡轮风扇发动机为例,建立了飞行模拟器的发动机地面启动过程数学模型,并运用MATLAB对其进行仿真建模。研究结果表明运用MATLAB对本文提出的数学模型进行仿真建模,其仿真精度可以达到飞行模拟器对发动机启动过程的精度要求。     

相似方法在失重环境试验中的应用

文章介绍相似理论对失重环境下混杂问题、沉淀问题的应用,指出地面1g环境下作低g试验途径,阐明低g环境试验中模型初步设计,为即将开展的失重试验工作作准备。     

基于K-means聚类的无人机飞行风险评估（英文）

为量化评估低空空域无人机飞行风险,从飞行冲突、飞行环境和交通特性3个方面分析了无人机飞行风险影响因素,分别构建了无人机空中风险指标和地面风险指标,建立指标筛选模型和无人机飞行风险评估模型,提出了基于K-means聚类的无人机飞行风险评估方法。数值仿真表明本文提出的方法既能有效地评估无人机飞行风险,又能为无人机风险管控提供技术支撑。     

失重或低重环境下表面张力液体推进剂管理装置

本报告简要介绍了轨道飞行器在失重或低重环境下液体推进剂管理方法,并重点介绍了先进表面张力液体管理装置的工作原理。供设计者参考。     

气动热环境试验及测量技术研究进展

地面风洞试验和飞行试验是研究高超声速飞行器气动加热的主要手段。针对临近空间复杂气动外形高超声速飞行器气动热环境研究的需要，分析探讨了国内气动热试验及测量技术的发展情况。分析了临近空间高超声速飞行器外形特征以及飞行剖面、边界层转捩和气动热环境特性等，进而分析了气动热环境风洞试验模拟理论，介绍了适用于气动热研究的风洞试验设备及其模拟能力，重点讨论了适用于不同类型风洞的热流测量技术发展近况、存在的问题和发展趋势；在以长时间、高热流、高壁温为主要特征的高超声速飞行试验中，无法应用风洞环境下的热流测量技术，因而介绍了目前飞行试验中采用的气动热测量技术，讨论了根据结构温度反辨识表面热流存在的问题，以及热流传感器表面的"冷点效应"、表面催化特性等因素对飞行试验气动热测量的影响，提出了后续工作中应重点研究和解决的临近空间飞行器气动热环境测量技术问题。     

发动机空中插板逼喘试验研究

发动机飞行试验台进气扰流装置由一组安装在被试发动机吊舱进气道内的插板组成,通过安装不同数量的插板可以在被试发动机进口造成10%~60%的6种堵塞比.通过采用在发动机飞行台试验吊舱进气道上安装进气扰流装置对被试发动机进行逼喘试验,探讨了飞行台发动机插板逼喘试验的试验程序和方法.为进行被试发动机空中插板逼喘试验,测量被试发动机进口流场压力分布,对发动机飞行台试验吊舱的过渡段壁面加装了静压座,并安装了总压测量耙,对被试发动机进口的总压、静压及动态压力进行测量.在试验过程中,首先进行均匀流场地面试验,获得均匀来流下被试发动机进口总压流场,然后再安装30%、40%及50%的插板进行被试发动机地面逼喘试验,最后安装40%的插板进行被试发动机空中逼喘试验.研究了在航空发动机飞行试验台上采用插板方式进行逼喘试验的方法,包括试验设备、测试方法、试验程序,并对地面和空中试验的结果进行了简要的分析.     

基于特征响应谱的防隔热构件脱粘损伤定位

飞行器防隔热构件多采用胶粘形式与冷结构连接,在严酷的飞行振动环境中易发生脱粘损伤,有必要利用地面环境试验考核其环境适应性,并在试验后及时判断结构健康状态。本文提出一种基于结构特征级扫描响应谱均方根偏差(Root Mean Square Deviation,RMSD)的损伤定位方法,可得到结构全部区域的损伤概率分布云图,实现结构损伤识别与定位。以一种防隔热材料构件为研究对象,在仿真分析和试验研究中应用该方法对结构的特征级扫描响应谱进行分析,实现了结构脱粘损伤识别与准确定位。     

失重对宇航器的影响(文献综述)

一、前言伴随着宇航科学的发展,失重现象越来越受到人们的重视。特别是1957年宇航的进展,失重行为的研究已成为科学和工程上的重要內容。“失重”、“零G”、“零重力”或“自由下落”有时作为同义语来应用。“失重”一词多少是一种“误称”,甚至在空间也仍然存在太阳或其它星球的重力吸引,真正的零重力场仅存在于地球和月球或其它天体之间的平衡点上。对于一个轨道宇航器来说,重力场不     

飞船在大气层外飞行段的初始参数对轨道的影响

本文主要分析了载人飞船在大气层外飞行时的各主要参数对飞船轨迹和轨道终点影响的敏感度。在分析过程中。首先建立了飞船在大气层外飞行的数学模型,进而通过大量的数值仿真得到一条基准轨道,在此基础上分别改变轨道起始点参数(倾角、偏航角和飞行速度)的初始值,分析轨道的变化情况及轨道的终点误差。最后根据起始点参数值和对应的轨道终点误差值的关系,得到了飞船在大气层外飞行时的起始参数对飞行轨道及轨道终点影响的敏感度,从而为工程上轨道的设计提供一个有效的参考依据。     

本刊“微重力环境工程”题录

1张秀清.许达明.失重环境对火箭导弹工程的影响(综述)‘1973(2).2刘春辉.失重对宇航器的影响(文献综述).1975(3).3刘春辉译,冯振兴校.用于空间运载器流体系统研究的零重力设备(译文).1975(3).‘褚桂敏译,张秀清校.人马座液氢贮箱相似模型的低重力重定位(译文).19”(2).5许达明.相似方法在失重环境试验中的应用.1978(3).6张秀清.失重环境(一)ACS系统液体管理,1 978(3).7应桂炉.大型运载火箭的推进剂液体控制问题.1980(1).8张秀清、失重环境与液体管理,1980(1).9褚桂敏.低g晃动与飞机低g飞行试验.1981(2).10方良玉,张景芳.液体火箭贮箱中的…     

新一代航天器结构和材料的现状和展望

一、前 一六j 口 结构和材料在肮天器系统工程设计中,是一项不可缺少的关键性的技术项目,结构的合理性与材料的先进性,对整个航天器的先进性起着决定性的作用。对于从地面射人轨道的空间运输系统(例如运载火箭和航天飞机等),在结构和材料方面,必须体现刚性大、强度高、重量轻和耐高温的性能。对于在空间轨道上飞行的飞行器(例如卫星和轨道转移飞行器等),除此要求外,还要体现尺寸的稳定性和长寿命,甚至要求具有7~10年的寿命。对于未来长期停留在空间的航天器(例如空间站等),则结构和材料的要求更高,因为空间站的结构尺寸较大,工作时间较长,性…     

C/SiC舵结构热试验瞬态温度场预示技术

航天飞行器在大气层中高马赫数飞行时,会面临严酷的气动加热环境,C/SiC、C/C等高温复合材料由于具有耐高温、高比强、高比模等优点,在飞行器热结构设计中得到大量应用。为了考核热结构服役过程中的高温力学性能和完整性,需要根据飞行时序进行地面结构热环境试验,其中石英灯辐射加热装置是模拟瞬态气动热环境的一种重要手段。地面结构热试验具有不可重复、技术难度大等特点,发展结构热试验辐射热环境预示技术可以有效支撑飞行器结构地面试验验证。针对采用石英灯辐射方式加热的C/SiC复合材料舵结构热试验,建立了辐射加热动态控制过程模拟方法,基于热网络法和蒙特卡罗法获得了结构瞬态温度场分布,通过与试验数据的对比分析,验证了方法的可行性,能够为复合材料结构热试验方案优化和试验效果评估等提供技术支撑。     

基于火箭橇的低空大动压舵系统试验验证

针对某型飞行器电动舵系统在低空大动压情况下出现舵面不跟随的情况,设计了基于火箭橇的地面试验验证方法。火箭橇是所有地面动态模拟试验中最能逼近真实飞行环境和置信度最大的一种试验手段。本文对试验方案含火箭滑车、飞行器和测试测量方案进行了说明,最后对试验结果进行了分析说明。试验结果表明,基于火箭橇的地面试验能够真实模拟空中工况,对低空大动压舵系统的攻关验证起到了关键作用。