航天器非火工连接分离技术研究综述

针对工程上对低冲击非火工连接分离技术的需求,以载人航天及未来深空探测任务需求为牵引,梳理了国内外航天器非火工连接分离技术的研究进展,从电磁作动、形状记忆合金、热致动等分类角度,分别对其技术实现途径、作动机理、性能指标、参数情况等进行了评述。对国内外研究差距进行了对比分析,总结了我国航天器非火工连接分离技术领域亟需攻关的关键技术,包括航天器大承载连接分离的系统方案设计、分离解锁冲击载荷的减缓与防护技术、连接与分离过程动力学建模与仿真技术和非火工连接分离装置地面试验验证技术等。     

航天火工连接分离机构设计技术研究

针对现有火工连接分离机构设计方法过于依赖经验和试验等现状,以一种楔块式火工连接分离装置为案例,探索了一种基于仿真分析开展前期设计,通过多参量同步试验进行小子样验证的设计方法,该方法以理论设计为主、测试为辅,相比传统测试方法,具有设计可信度高、试验样品消耗量少、更清楚揭示产品性能等特点。     

新型火工装置研制质量监督工作思考

根据现阶段航空火工装置研制工程的特点,提出了适应其质量监督的工作方法,以增强监督效果。     

高精度圆度仪误差分离装置研制及测量不确定度分析

介绍了一种由程控型多齿分度台和高精度圆度仪组合而成的全自动误差分离装置，该装置能够使圆度仪主轴回转误差从被测工件测量结果中可靠分离，从而极大地提高了圆度测量不确定度，本文对该装置测量不确定度进行了分析。     

飞机增升装置气动力特性计算方法研究

本文给出了飞机增升装置气动力特笥的数值计算方法和计算结果，为了计算增升装置的缝隙效应和剪刀口效应，求解了粘性三维Navier-Stokes方程。为了正确 模拟大舵偏和阻力板后的大面积分离，采用了反映涡流特笥的新类型的两方程湍流模型。     

航天器火工品阻值测试覆盖性探讨

航天器的火工品是用来解锁重要设备的工具,解锁失效意味着任务失败.火工起爆属于不可测项目,目前将火工通路阻值测试作为控制手段,保证火工品起爆成功,这种控制手段的有效性取决于测试是否可以覆盖起爆的全部通路.针对目前常见的火工阻值测试方法,通过火工起爆电路分析研究其测试覆盖性是否完整,并通过建模仿真分析在故障模式下测试是否可甄别出故障.研究结果表明,目前常用的单阻加综阻的测试方法能满足测试覆盖性要求,并可准确判别出故障的发生.     

“神舟”号飞船返回舱—推进舱之间弹簧分离装置研究

在航天器舱段之间弹簧分离中弹簧刚度和分离时间的计算公式基础上,根据"神舟"号飞船推进舱、返回舱的分离特点,给出了返回舱和推进舱弹簧分离装置的具体形式,然后运用动力学分析软件ADAMS对弹簧分离装置的性能进行了仿真分析,并根据分析结果对弹簧分离装置进行了改进。地面模拟试验及"神舟"号飞船飞行试验结果表明,弹簧分离装置性能稳定、可靠,满足飞行试验求。     

基于空间环境下细胞预处理装置的研制

生物样品的分离纯化是生命科学研究中的重要环节。在常规地面分离方法中,往往用到离心、萃取等操作,然而在空间微重力条件下,常规的方法无法进行,需要采用特定的方法和技术进行研究。以实现空间环境下细胞内生物大分子的分离为目标,研制了一种可以自动化一体化的装置,其先对细胞样品进行清洗、裂解并释放内溶物,然后在超滤分离池中将生物大分子和小分子化合物进行分离。通过对分离获得的大分子物质如蛋白质的回收率来优化仪器装置的最佳运行条件。结果表明,所研制的装置通过泵在一定频率下的切换,可使裂解体系在膜上进行反复的往返振动,从而使裂解液与细胞进行充分的接触,有效提高了细胞裂解的程度,提高了大分子蛋白的回收率,并通过条件优化确定了装置的最佳运行条件。     

航天火工品爆炸冲击多参量的测试

航天器上使用了大量的火工装置来完成特定的功能,它们在动作时会引起强烈的高频冲击环境,对航天器上的仪器设备产生不利的影响.本文借鉴活塞压力计的原理设计了一种专用爆发器,它同时具有传统的密闭爆发器和推力测试架的功能,能够同时测试航天火工品爆炸后产生的压力、加速度和位移等冲击参量,可增加一次试验能够获得的测试信息量.     

内埋武器机弹分离相容性及流动控制试验研究

随着新一代先进有人或无人战斗机对高机动、超远程打击和隐身等性能提出要求，武器内埋式装载已成为必备选择。当内埋武器的质量-惯性载荷比非定常空气动力载荷大时，有效的武器分离通常不是问题；然而，当内埋武器的质量-惯性载荷比非定常空气动力载荷小时，可能导致内埋武器机弹分离过程出现俯仰角过大、急速滚转等不相容现象。本文针对内埋武器机弹分离相容性及流动控制方法开展非定常风洞投放试验探索研究，通过在武器舱前缘布置锯齿和矩形扰流板等被动流动控制装置，采用非定常风洞投放试验方法并结合高速纹影流动显示技术，研究了有无流动装置对内埋武器机弹分离相容性的影响，并提出细长旋成体布局式的内埋武器机弹分离相容性的判据表达式。研究发现，布置在内埋武器舱前缘的锯齿和平顶扰流板能在气流扇形膨胀区域内产生扰流激波，该扰流激波所产生的高压作用在导弹头部能起到减小抬头俯仰力矩的效果，对机弹分离俯仰方向运动产生较大影响，但对导弹垂直位移的影响并不大。前缘锯齿扰流板对机弹分离相容性的控制效果比平顶扰流板要好。     

旋成面叶栅气动反命题的新解法(Ⅱ)

本文利用映象平面ξ-η的特点, 将旋成面叶栅气动正命题的微分-积分解法与叶型修正的“喷气模型”结合, 建立了一种适用于旋成面叶栅气动反命题的新解法。叶片表面给定的气动参数分布作为反命题的边界条件, 在求解过程中直接得到满足。通过对一例实际透平叶型的计算验证了本文解法的可靠性和实用性。      

发射发动机气动分离机构设计与试验

对发射发动机气动分离机构工作过程进行数值仿真，着重分析了突缩突扩气流不等熵流动过程的流量计算方法，给出了内弹道p-t曲线、活塞腔压强p-t曲线、推力F-t曲线、分离剪切力Fτ－t曲线和分离时间的预示结果，并通过真实发动机试验获得验证。计算与试验结果为分离机构设计与分析提供了依据。     

埋入式进气道流场数值计算与实验研究

应用有限体积法对埋入式弯曲进气道内外流场进行了数值计算。用ＴＴＭ法生成贴体网格;用ｋ－ε模型模拟复杂湍流流动。计算结果表明,前方气流一部分被吸入管道,另一部分沿机体表面流向下游。管道入口背风侧存在一个分离区,管道内部气流畸变严重。计算结果和实验数据吻合较好。     

层合双曲率厚壳的状态方程及其半解析法

采用正交曲线坐标导出了角铺设层合双曲率厚壳的状态方程及其半解析法。该方法在α－β曲面内采用通常的有限元离散,而沿壳厚（ｒ）方向采用状态空间法给出解析解,从而计入了剪切效应的影响,且通过状态转移矩阵的建立,保证了层界面之间层间位移和应力的连续,减少了计算中未知量数目。     

Preload relaxation analysis and reliable life prediction of space connection and separation device based on accelerated degradation tests

The safety and reliability of space connection and separation device has become a key issue due to the increasing service span of deep space exploration mission. The long-term preload relaxation (a key failure mode) of connection and separation devices is focused in this paper. A series of tests have been designed and implemented to investigate the preload relaxation regulation and a comprehensive method has been constructed to analyze and predict the reliable lifetime of the device. The two-stage preload relaxation law of the device is found and reasonably considered. Due to the different relaxation mechanism, the first-stage preload relaxation is assessed based on the working-condition test results, and the second-stage preload relaxation is characterized by accelerated test results. Finally, the service reliability and reliable life are evaluated. The experiment and assessment results demonstrate the reasonability and effectiveness of the proposed method which can achieve long-service reliability analysis for space connection and separation device within limited time.     

亚音扩压器壁面开槽技术的试验研究

 1.引言 流场分离控制技术是寻求有关装置性能改善的一个重要途径。本文探讨的亚音扩压器壁面局部开槽技术是多种附面层分离控制方法中的一种,早在60年代初就做了试验研究,至70年代中期,研究仍限于直壁扩压器内和对总体性能的测定及分析。之后,1983年就钝头体后体开槽从减阻角度对外流进行了试验研究,并对分离的控制现象提出了较形象的解释。本文     

钝锥有攻角分离流动的数值模拟及其分析

本文定性分析了开式分离的性状,并对钝锥有攻角超声速绕流的开式分离作了数值模拟。分析指出,开式分离可能存在两种形态,第一种分离线的起点为正常点,第二种分离线的起始为鞍、结点(包括螺旋点)的组合。对于第一种形态,分离线的起点是横向分离的起始点,除分离线外,分离面上的流线不是从分离线的起点发出的。对文中计算的情况,流动属第一种开式分离。计算证实了定性分析的结论。计算和分析均指出,对第一种开式分离,在分离的起始区域,分离流面尚未卷曲,但在下游,则变成卷曲面。文中还研究了围绕物体的流管在分离诱导下的变形情况。     

提升机构微型燃气发生器的探索研究

介绍了一种宇航用的利用产生燃气做功并通过提升机构完成提升动作的微型燃气发生器的设计。建立了描述燃气发生器内部流场的数学物理方程。通过数值方法模拟了燃气发生器内部的燃烧和流动以及提升机构的运动过程。由模拟结果及理论分析来指导药柱的设计, 使得燃气发生器能满足高性能和高可靠性的要求     

导弹级间热分离流场的数值预示

针对多级导弹级间热分离这一复杂环境条件,用数值模拟的方法对级间段流场进行了预示。计算采用Ｇｏｄｕｎｏｖ有限体积格式,对非定常轴对称欧拉方程进行求解。计算结果为级间分离段和发动机热防护的设计提供了理论依据。     

Controlled separation of nanosatellites by means of the pulsed magnetic field

A method of the controlled separation of nanosatellites from the carrier rocket by means of the pulsed magnetic field is described. Schemes of the separation device for group launch of satellites and results of exploratory experiments are given. A possibility of practical implementation of the method is considered.