飞行器爆炸螺栓分离冲击环境散布分析

爆炸螺栓分离装置是一种应用广泛且相对成熟的点式火工分离装置，在航天器分离中应用广泛。爆炸螺栓通过腔内炸药爆炸的拉伸、剪切力学效应，使螺栓特定部位断裂实现解锁。爆炸分离过程会产生时间短、频率高、峰值高的冲击波，对航天器结构产生冲击。分离过程中，爆炸螺栓断裂位置尺寸、炸药药量和螺栓预紧力等因素的偏差都会影响爆炸分离产生的冲击响应。通过不同设计尺寸偏差下的有限元分析计算，研究了不同因素对航天器关键位置冲击响应谱的影响。结果表明爆炸螺栓断裂位置的端面尺寸和炸药药量的变化对冲击响应谱有着显著影响。     

统计能量分析法在爆炸分离冲击响应预示中的应用

针对复杂结构的爆炸分离冲击问题,文章采用统计能量分析方法对其响应进行了计算分析。首先对切割索产生的连续载荷进行了离散处理,然后基于统计能量分析并结合虚拟模态综合法,对航天器分离过程中的冲击响应进行了预示。得到的结果符合爆炸分离冲击环境下结构响应特征及其传递规律,对航天器抗冲击设计与评估具有一定的参考价值。     

实测爆炸分离冲击数据的分析和处理

由于爆炸分离冲击环境的频带宽(可到100 kHz)、加速度大(可到300 000gn),常常导致测量数据失真。对实测的爆炸分离冲击数据应分析、确认、修正后才能使用。分析了放大器的压摆率对信号频率的限制,讨论了某实测爆炸分离冲击信号零漂产生的原因,应用小波分析的方法对失真的冲击波形进行了分解和重构,提取了真实的爆炸分离冲击信号。     

航天结构的约束阻尼振动抑制优选方案研究

约束阻尼结构的高可靠性和良好的阻尼性能使得它在航天振动控制工程中得到了越来越广泛的应用。但是为实现约束阻尼结构的减重增效 ,需要寻找其优选的方案。本文通过典型的一种耦合结构约束阻尼振动抑制方案研究 ,得到了其优选的振动抑制方案。仿真结果表明 ,约束层和粘弹层相等面积铺设的方案比较保守 ;可以通过合理布置粘弹层而不改变约束层面积的方案来代替 ,实现约束阻尼结构的减重增效。该方案可为约束阻尼振动抑制设计提供参考     

爆炸分离冲击试验方法标准研究

概述了航天型号飞行中面临爆炸分离冲击环境的影响 ,介绍了国内外航天型号研制中所使用的有关爆炸分离冲击试验方法标准的情况 ,分析了国内航天产品有关爆炸分离冲击环境和试验方法标准的现状与存在的问题 ,提出了相关标准制定 (修订 )的建议和意见。     

进气道出口堵盖打开爆炸冲击条件下固冲发动机动态响应分析

固冲发动机转级时进气道出口堵盖通常采用火工品爆炸方式打开,会对固冲发动机产生很大的瞬时冲击作用,进而影响弹体飞行姿态和弹上仪器的正常工作.借助Autodyn软件的显式动力学方法,对进气道出口堵盖打开时爆炸冲击响应进行了数值仿真分析,获得了固冲发动机不同位置的冲击加速度时域曲线和冲击响应谱曲线,并与试验结果进行了对比分析...     

整星阻尼减振方案及试验结果分析

为改善整星振动环境,研究了在星箭转接锥附加约束阻尼层(CLD)提高整星阻尼的可行性.用有限元方法计算和优选约束阻尼层减振方案,并根据结构特点,综合考虑阻尼增量和附加质量,获得了合理的约束阻尼减振方案.在结构星上进行了振动试验以验证方案的整星减振效果.分析和试验结果表明:此约束阻尼层减振方案有一定的减振效果,可靠性高,且不改变卫星原技术状态.另发现,采用的试验方法和结构星本身因素可能影响整星阻尼减振的减振效果评价.     

挠性航天器在轨分离冲击缓冲模糊滑模控制研究

为降低在轨分离冲击载荷对挠性航天器的影响,进行了基于磁流变阻尼缓冲器( Magneto-rheological)的减振研究,将磁流变阻尼缓冲器应用于航天器冲击减振。基于有限元和Lagrange方法,建立了发生大范围运动的挠性航天器状态模型,采用趋近律滑模控制算法控制阻尼器输出,并提出一种二维模糊控制方法控制趋近系数来提高系统的动态品质,同时抑制趋近律中切换项导致的抖振现象。数值计算表明,采用此方法控制的磁流变阻尼缓冲装置显著降低了冲击载荷对基座的影响,并有效抑制了抖振现象,减弱了基座与挠性附件之间的运动耦合,使挠性附件的速度、加速度变化更为平稳。此控制方法较传统滑模控制能更好地跟踪输出值,且有较好的稳态输出值。     

卫星飞轮支架的共固化阻尼减振设计

研究了应用共固化阻尼减振技术抑制某卫星星上飞轮支架的振动响应。共固化阻尼 减振是一种将阻尼层嵌入复合材料铺层中并共固化成型从而提高结构阻尼能力的振动控制技 术。首先,应用复合材料等代设计方法给出了无阻尼支架原型。然后,采用有限元法计算了 原型支架关键模态的应变能分布规律,确定出阻尼材料铺敷位置。参数化研究了阻尼层铺层 位置、阻尼层厚度对共固化阻尼减振效果的影响,确定了阻尼减振设计参数。最后,比较了 共固化阻尼支架与无阻尼支架的随机响应,验证了共固化阻尼减振设计效果。
     

级间热分离冲击测量结果分析

介绍利用爆炸索进行火箭级间热分离的冲击测量,以及测量所得到的时间历程和相应的数据处理,同时介绍了试验中出现的有关物理现象,并对这些现象进行了分析,最后给出了初步的结论。     

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.     

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 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。