航天器贮箱用钛制隔膜变形过程的数值模拟

基于弹塑性大位移非线性有限元理论,建立航天器贮箱用钛制隔膜变形的有限元分析模型,并对有限元软件进行二次开发,首次通过编辑子程序实现了隔膜厚度的渐进变化及失效过程中隔膜的自动开裂,准确仿真出了隔膜在翻转变形过程中发生的褶皱、偏心与破裂等失效行为。依据此模型,分别对075 mm等厚隔膜及055~08 mm变厚隔膜的翻转过程进行了仿真,并对其翻转规律及失效机制进行了分析。研究发现,等厚隔膜在翻转过程中易产生褶皱,渐变壁厚隔膜翻转性能明显优于等厚隔膜,能克服褶皱的产生,但变厚隔膜在变形过程中易产生偏心。通过与试验对比表明,数值仿真能准确预测隔膜的变形规律与失效模式,为后续优化厚度分布提供了可靠的依据。     

试样几何形状和尺寸对C/C复合材料拉伸强度的影响

为了确定C/C复合材料的高温拉伸试样的尺寸和形状,对7种C/C复合材料拉伸试样的室温拉伸强度进行研究。结果表明,为悬挂引伸计传感器而加工的凸台的形状对材料的拉伸强度有明显影响。方形、三角形凸台试样的几何应力集中因子分别为2.41和1.01。拉伸强度与凸台形状密切相关,拉伸强度随着标距宽度和长度的增加呈下降趋势,符合尺寸效应规律,标距长度在30~40 mm变化时,拉伸强度基本不变。     

脉冲爆震发动机孔板型气动阀工作特性实验研究

采用流动显示和压力测量两种手段对应用于脉冲爆震发动机的三种不同阻塞比孔板型气动阀进行了试验研究.研究结果表明,在不存在燃烧的流场里,孔板型气动阀具有较强的阻隔压力波动的能力;然而对于采用自适应供油的脉冲爆震发动机,发动机点火后,由于压差,燃油液雾必然向上游流动,孔板型气动阀将处于可燃混合物中,较强的燃烧火焰穿越孔板时,孔板将担当起射流点火的作用,从而加速火焰的传播,最终破坏孔板阻隔压力回传的作用;增大孔板阻塞比可以减少燃油液雾的反流量,这有助于爆震室对进气系统的影响.     

星敏感器空间辐射效应研究

星敏感器作为一类高灵敏度光电集成部件,易受空间辐射的影响造成性能退化和工作 异常。分析星敏感器的辐射效应机理并制定相应的防护对策,既是当前可靠性增长的基础, 也是今后高性能星敏感器发展的必然要求,而国内尚缺少对这一问题的详细论述。阐述了空 间辐射环境和星敏感器的组成以及工作原理,综述分析了空间辐射效应机理和对星敏感器产 生的影响,并介绍了国外在相应防护对策上的经验,更进一步对影响星敏感器较为严重的瞬 态效应做了较为深入的探讨。
     

长寿命卫星热控涂层性能退化及其对卫星热特征的影响

分析了卫星热控涂层在轨运行时所面临的复杂的空间辐照环境,在国 内外试验数据的基础上,给出了热控涂层在空间辐照环境作用下的退化模型,得到了退化前 后热控涂层光学性能变化的表达式,预测了几种常用热控涂层在空间环境下的退化结果。并 以一颗地球同步轨道模拟星为例,分析热控涂层性能退化对卫星热特征尤其是对卫星红外辐 射特性的影响。
     

利用耦合实现相控阵平顶单元方向图的方法

提出了一种用于低轨卫星有限扫描相控阵的新型波导辐射单元。该辐射单元利用缝隙耦合实现平顶的单元方向图以解决有限扫描相控阵由于采用大间距设计时引起的扫描边缘增益跌落和栅瓣的问题。分析采用多模散射矩阵的方法,计算速度快、精度高。数值计算和测试结果表明这种辐射单元可以用于扫描角度宽达 ±25° 的有限扫描相控阵的设计。计算结果同时表明该辐射单元至少可以满足10％的频带宽度。     

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。
     

基于双二体假设的载人登月自由返回轨道特性分析及设计

载人登月轨道设计是载人登月任务的基础。首先分析自由返回轨道在载人登月轨道设计中 的基础性作用;然后,给出双二体假设下自由返回轨道的计算模型;在此基础上,对自由返 回轨道的飞行时间、轨道倾角、近月距和轨道拼接点分布等参数进行特性分析。最后,给出 基于双二体假设的轨道初步设计流程和设计实例,仿真结果验证了本文提出方法的有效性。
     

快速绕飞卫星空间圆编队设计方法

连续小推力条件下,针对圆参考轨道卫星,推导了满足快速绕飞条件的空间圆编队动力学模型。分析了一个绕飞周期内的燃耗情况。在绕飞周期确定的条件下,给出了最小燃耗的计算方法,并利用数值方法验证了所推导公式的正确性。计算结果表明,在高度为500km的圆轨参考道卫星实现周期为10分钟、半径100m的空间圆绕飞,一个绕飞周期所需最小速度增量约为4.77m/s。文章提出的基本设计原理并不局限于空间圆编队,也可用于其它快速绕飞编队的设计工作。
     

基于UKF的微小卫星姿态确定方法研究

围绕某日-地空间环境组网探测系统中三轴稳定微小卫星定姿分系统的设计需求,基于陀螺、太阳敏感器、磁强计和星敏感器4种敏感器,研究了微小卫星在速率阻尼模式、太阳捕获模式、对日对地定向及维持模式、试验模式下的系统建模方法,以及基于Unscented卡尔曼滤波(UKF)的组合定姿方法。数值仿真结果表明,本文定姿方法的姿态确定精度满足该系统中三轴稳定微小卫星在轨运行的定姿精度要求,为该微小卫星半物理仿真系统的研究及其在轨运行时的姿态确定提供了依据。