B65A-S钢动态力学性能及本构模型的研究

为了研究B65A-S钢的动态力学行为,采用Instron液压试验机和分离式霍普金森压杆试验装置,在不同应变率和不同温度条件下对圆柱形试样进行准静态和动态加载试验。试验结果表明,材料的屈服强度与流动应力随着温度升高而降低;在温度一定时,随着应变和应变率的增大,材料的流动应力增高,具有典型的温度软化、应变强化和应变率强化特性。最后基于Jonson-Cook本构模型对试验数据拟合,得到B65A-S钢的Johnson-Cook本构模型参数。     

利用脉冲电磁力加载的螺接/铆接接头冲击性能测试装置及力加载方法

螺接/铆接接头在航天器结构中大量应用,其抗冲击性能对整体结构的可靠性至关重要。文章基于RLC放电原理建立脉冲电磁力加载理论模型,研制了利用脉冲电磁力加载的螺接/铆接接头冲击力学性能测试装置,并针对该装置提出了直接加载和撞击加载两种加载方法——前者适用于冲击吸能较高、冲击加载应变率＜150 s-1的中应变率冲击测试,后者适用于冲击吸能较低、冲击加载应变率＜500 s-1的中应变率冲击测试。对上述装置和方法进行了测试试验验证,结果表明:该装置及方法可实现接头中低应变率加载下冲击力学性能测试,且具有体积小、成本低等优势。本研究结果可用于航天器机械连接构件抗冲击性能评估和优化。     

复合材料壳体固体发动机药柱工作内压三维结构分析

对复合材料壳体的固体发动机药柱在工作内压作用下的变形和三维应力、应变进行了计算。复合材料壳体简化为正交各向异性结构，确定其弹性材料常数和材料的主轴方向，壳体变形计算和多次水压测试结果基本一致，在此基础上进行了药柱的三维应力、应变分析，为药柱完整性分析提供了参考。     

基于线粘弹性的埋入式聚合物光纤传感器应变传递研究

以埋入固体火箭发动机纤维缠绕壳体的聚合物光纤传感器为研究对象,分析了传感器与复合材料基体之间界面应变传递机理。考虑到光纤传感器和中间粘贴层为高分子聚合物,建立了包含纤芯、包层、中间粘贴层和材料基体的多层界面线粘弹性应变传递模型,推导了应变传递率和平均应变传递率,同时分析了多个中间粘贴层的应变传递情况。结果表明,聚合物光纤传感器所测的应变低于复合材料基体的真实应变,准静态应变传递率低于瞬时应变传递率,随着时间的推移,应变传递率会下降。     

力热联合载荷下炭纤维缠绕壳体轴压稳定性分析

为了研究炭纤维缠绕壳体在力热联合载荷下的轴压稳定性,通过试验测试了炭纤维复合材料单层板在不同温度下的弹性常数,计算出炭纤维复合材料壳体在不同温度下的等效弹性常数。基于层合板理论计算了炭纤维复合材料壳体的临界轴压,设计了力热联合载荷下炭纤维缠绕壳体试验方案,测试了壳体在不同温度下的轴压破坏载荷。结果表明,炭纤维复合材料壳体的临界轴压随温度升高逐渐降低;当使用温度超过树脂玻璃化温度后,壳体轴压破坏载荷呈指数级下降;在临界轴压理论计算公式的基础上取修正系数为0.04,可准确预示炭纤维复合材料壳体的轴压破坏载荷。相关结论和方法可为固体发动机复合材料壳体和外防热结构设计提供依据。     

碳纤维复合材料壳体轴压稳定性分析与试验验证

针对碳纤维复合材料壳体轴压稳定性问题,提出了理论推导、数值模拟和试验验证相结合工程计算方法,获得了铺层相关参数对轴压稳定性的影响规律。基于层合板理论,计算了碳纤维复合材料壳体的等效弹性常数;以150 mm碳纤维复合材料圆筒为研究对象,通过壳体破坏性轴压试验,验证了理论计算和有限元数值模拟的正确性;计算了碳纤维缠绕角及增加0°铺层对复合材料弹性常数的影响规律。研究结果表明,通过引入修正系数k=0.4,理论计算结果与实际轴压破坏载荷较为接近;通过增加0°铺层数,能够大幅度地提高壳体刚度,且对刚度提升的贡献远大于所引起的重量增加。复合材料刚度是决定壳体临界轴压载荷的关键因素,固体发动机设计过程中增加材料刚度可有效提升其轴压稳定性。     

炭纤维复合材料壳体封头新型环向补强的数值模拟及试验

针对内压承载工况下炭纤维复合材料壳体封头的补强问题,基于网格理论完成了不同封头补强方式的480 mm纤维缠绕壳体的设计;利用商业有限元软件Abaqus和二次开发语言Python建立了含有补强结构的复合材料壳体的细观仿真模型,并通过数值仿真方法对接头附近的封头环向、纵向补强结构的补强作用规律进行了计算研究;通过壳体产品研制和水压试验研究了不同补强方法的成型工艺性和对内压承载性能的提升效果。结果表明,采用环向补强技术的封头内压下具有更低的纤维方向应变和层间剪切应力;采用环向补强技术的封头内压下具有更大的轴向变形,更小的法向变形,与纵向补强方法结果相反;采用环向补强壳体的封头内压承载性能和稳定性能明显优于纵向补强方法;采用环向补强的复合材料壳体容器特征系数比纵向补强复合材料壳体提高了约5%。     

新型锆钛合金的动态拉伸力学性能与微观断裂机制试验研究

采用直接撞击式Hopkinson拉杆装置对新型锆钛合金材料在动态冲击载荷作用下的力学性能进行了试验研究,得到了典型动态拉伸真应力-真应变曲线。试验结果表明,在室温、应变率为800~4000s-1的情况下,材料的动态强度（包含屈服强度σ_0.2、抗拉强度σ_b）、失稳应变、伸长率以及应变能密度均随应变率的增大而增大。采用扫描电子显微镜（SEM）对试件断口进行分析,研究了合金材料在不同应变率状态下的失效断裂特征。结果发现,随应变率的增大,材料的断裂方式由准解理断裂变为韧性断裂。     

双基推进剂高应变率型本构模型的实验研究

为研究双基推进剂在准静态和高应变率下的压缩力学行为,利用万能材料试验机和分离式Hopkinson压杆(SHPB),对双基推进剂材料进行了单轴压缩实验,得到材料在10-4～103s-1应变率下的应力-应变曲线。实验结果表明,双基推进剂是应变率敏感材料,屈服应力和初始弹性模量的对数与应变率的对数近似呈线性关系,且表现出韧脆转化现象。利用朱-王-唐非线性粘弹性本构关系,采用最小二乘法拟合了本构材料参数。研究表明,朱-王-唐本构模型能较好地描述双基推进剂在不同应变率条件下的力学行为。     

带金属接头的复合材料壳体内压变形分析

采用数值方法对某2 m纤维缠绕壳体封头在内压作用下的位移进行了分析。采用层合单元建立该纤维缠绕壳体封头的变厚度数值分析模型,得到壳体内压作用下的变形模式。数值分析结果与水压试验得到的封头位移数据基本吻合。研究结果表明,带金属接头的复合材料壳体开口尺寸决定了前后封头的位移模式。前封头以复合材料部分的内压变形为主,在距离极孔约400 mm位置处发生最大位移,其值为21.8 mm。后封头以金属部分的内压变形为主,在后堵盖处发生最大位移,其值为30.4 mm。     

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。     

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。     

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.     

Determination of an Estimation of Parameters of Motion of a Spacecraft on the Stage of Its Descent on the Basis of Integration of Inertial and Optoelectronic Navigation Systems

The problem of determining an estimation of current spacecraft motion parameters on the stage of its descent is solved on the basis of readings of an optoelectronic navigation system and additional information from the self-contained inertial navigation system at the most general assumptions on the nature of motion of the object and the statistical properties of the noise of the measuring devices.     

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.     

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。     

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...     

MBD技术在航天器研制中的应用探讨

概述了基于模型的定义(Model-based Definition,MBD)技术的研究和发展,分析了以MBD为载体的特征演化过程,作为航天器设计-制造一体化协同实现的基础。从MBD在航天器研制中的应用需求出发,构建了MBD协同平台框架,探讨了MBD模型成熟度管理的协同设计方法,提出了应用MBD研制模式所面临的技术、管理等问题,并给出了相应的建议。     

降落伞特性对伞舱系统运动稳定性的影响

建立了伞舱系统刚性连接和弹性连接时的数学模型,针对联盟号飞船回收系统进行了动力学仿真。分析了降落伞侧向力系数、吊带长度、降落伞和载荷质量比以及吊带性质对伞舱系统运动稳定性的影响,其结论可为伞舱回收系统的设计提供参考。     

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。