考虑法兰变形的U-E金属密封结构匹配优化设计

针对液体火箭发动机大直径高温高压轻量化法兰变形量大导致密封泄漏的问题,采用Walters法结合三维仿真实验对法兰变形进行分析,阐明了法兰变形量及U-E金属主/副密封面密封比压变化,通过法兰变形量对U-E主/副密封之间的高度进行匹配设计;对于U-E密封复杂横截面多结构参数,设计正交实验,结合法兰变形量,系统开展了U-E金属主/副密封设计。结果表明:法兰变形导致压缩量减小,密封回弹量增大,可导致U-E结构的密封比压不足;通过增加压缩量,增加U-E主/副密封高度差,U-E密封正交试验的结构优化,有效地解决了法兰变形下的密封比压不足问题。对优化后的结构进行重复充泄压试验,试验结果均满足要求。     

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%。     

一级燃料箱后底环缝错位的研究

为改善一级燃料箱后底环缝的错位变形，提高产品质量，分析探讨了环缝错位变形的形成机理，从装配和焊接两个方面，提出了相应的工艺措施，并在生产中得到了验证，后底环缝错位明显减小。     

复杂载荷下复合材料组合壳体局部补强的数值分析

分析某固体火箭发动机的复合材料组合壳体在轴压、外压及弯矩联合作用下的变形情况发现,该结构铺层设计不够合理,造成复合材料铺层变形不协调,导致结构过早破坏。通过数值模拟方法,对在复杂栽荷作用下结构复合材料局部铺层改变进行补强研究,提出相应的优化局部铺层补强的方案。计算结果表明,所提出的局部改变铺层的方法可以较大幅度地提高结构承载能力,为结构设计的改进提供参考。     

液体火箭发动机涡轮泵用机械密封温度场及热载变形研究

基于ANSYS数值计算软件,建立了液体火箭发动机涡轮泵用机械密封的二维稳态传热模型,依靠经验公式确定了模型的对流换热系数。计算了密封环的温度场和热载变形,分析了密封端面比压、回流流量以及不同材质对密封温度场的影响规律。结果表明:密封端面最高温度发生在靠近密封环内径处,且密封端面比压越大密封环温度梯度越大;密封环热载变形呈收敛间隙,最大变形发生在动环端面的外径处,其值约为2.2μm;密封环端面最高温度随回流流量增加而减小,当回流流量从0.1~0.6 kg/s变化时,密封环端面最高温度可降低18%(从100℃降至82℃);当回流流量增大到0.3 kg/s时,继续提高对密封环端面温升的控制不再显著;采用高导热系数的摩擦副材料能够显著降低端面温升和温度梯度,提高密封工作可靠性。     

楔环连接舱体对接的工艺措施

分析了由于舱体变形给导弹舱体对接造成困难的原因，采用了将舱体楔环槽口由锐角结构改为圆角结构的工艺措施，从而提高了楔环连接舱体对接的质量。     

棒环连接舱体对接的工艺措施

分析了由于舱体变形给导弹舱体对接造成困难的原因，４采用了将舱体楔环槽口由锐角结构改为圆角结构的工艺措施，从而提高了楔环连接舱体对接的质量。     

固体发动机复合材料壳体变形分析

用正交异性薄壳理论分析了复合材料壳体的变形,得到了内压作用下圆筒和封头的应变和位移表达式。结果表明,最大工作压强下圆筒的环向应变只与壳体的安全系数及材料的弹性常数有关,与最大工作压强无关。算例表明,计算值与测试结果吻合良好。     

盒形塑件翘曲变形的有限元分析

本文用Moldflow软件对给定盒形件进行翘曲变形分析,找出翘曲原因,并通过优化保压参数、调整浇注系统和冷却系统来改善翘曲程度。     

带药缠绕复合材料壳体张力分析及优化研究

研究了带药柱缠绕复合材料壳体中的张力制度,结合相关理论公式,分析了带药柱缠绕过程中张力对推进剂药柱的影响以及缠绕层自身张力松弛的原因。提出了以"最小剩余张力梯度"为优化目标,对以复合推进剂药柱为缠绕芯模的张力制度进行了优化,并缠绕了钢芯模及药柱芯模NOL环进行试验验证。试验结果表明,当缠绕层剩余张力趋于一致时,NOL环的力学性能有所提高。在优化张力制度下,与恒张力制度NOL环的拉伸强度和剪切强度相比,药柱芯模NOL环的拉伸强度提高了22.9%,剪切强度提高了8.4%。所用的分析及优化方法可为带药柱缠绕复合壳体张力制度的设计及优化提供借鉴。     

二值箝位电路的理论分析及仿真研究

在CCD焦面驱动电路设计中，经常要求产生在两个指定电平间振荡的信号，二值箝位电路以其简单的拓扑结构、稳定的性能表现而得到应用。尽管二值箝位电路的稳态输出仅受拓扑结构影响，而与初始条件无关，然而其暂态输出会随着初始条件以及拓扑结构的不同而有所差异，造成二值箝位电路设计及其应用的复杂性，文章深入地研究二值箝位电路不同的拓扑结构以及不同的输入条件对其输出的影响，给出了各种情况下的仿真结果，并针对仿真结果给出了定量和定性的分析。     

CCD相机系统中的高信噪比多通道信号处理设计

简要介绍了高速CCD相机中的电子学系统及CCD信号的处理流程。根据相机多路CCD信号同步处理的要求,设计了一个信号处理单元并行处理24路像元速率为4MHz的CCD信号。CCD信号处理主要关注在提高相机成像信噪比、暗电平箝位及多路信号一致性调整3个方面,文章针对上述问题进行了分析,提出了解决方案。最后,给出了相机系统的测试结果。     

包带连接力学分析与建模

研究了卫星包带连接的有限元力学建模。基于对包带预紧力、卡块与连接环间的接触力,以及两连接环间的接触力的分析,将接触力等效为有限单元节点力。对所建模型中的非线性项,用Newton-Raphson法求得给定包带顸紧力的平衡位置,再以该平衡位置处的切线刚度对模型作线性化,分析了模态和固有频率等动力学特性。某卫星的算例验证了模...     

航天大功率电动伺服系统功率驱动设计及验证技术

针对运载火箭30 kW以上功率等级电动伺服控制驱动器的研制要求，设计了一种强环境适应的大功率绝缘栅双极型晶体管(IGBT)功率驱动模组。通过对火箭固体助推发动机工作环境分析，设计了基于光耦驱动器件的功率驱动与保护电路;为有效提升功率驱动模组在高压大电流工作时的可靠性，采用降低功率主回路杂散电感与IGBT有源钳位闭环控制相结合的方法，有效抑制IGBT在大电流关断时的电压尖峰;通过对动力电进行滤波处理，有效解决高压高频信号通过线缆传输时对控制驱动器内、外部的电磁干扰问题;通过IGBT功率驱动电路的单双脉冲测试及连续功率测试，有效验证IGBT功率驱动模组的高压驱动能力，为大功率电动伺服系统的可靠性提供技术支撑。     

双模冗余网络服务器仲裁子系统设计

传统的双模冗余容错计算系统具有故障定位不准的致命缺点。本文在传统双模冗余系统的基础上设计了一个高可用的仲裁子系统进行故障定位。该子系统采用高可靠的三模表决的系统结构 ,采用非相似余度三总线进行子系统内部同步通信 ,并且应用SOC芯片和CPLD技术 ,采用热插拔的设计方案 ,从而保证子系统的可靠性和可用性     

辐射式金属空楔结构PMD元件的设计基础

在长寿命卫星表面张力贮箱技术的发展中，孔板式推进剂管理装置（ＰＭＤ）正在逐渐取代传统的筛网式ＰＭＤ，而辐射式金属空楔结构是孔板式ＰＭＤ中的最重要元件之一。主经介绍了讨论了辐射式金属空楔结构ＰＭＤ元件设计中的基本问题，包括蓄留体积设计、蓄留能力设计和空楔结构性能分析等方面的主要内容，并给出了详细分析金属楔结构元件性能的一个具体设计实例。     

一种适用于大频偏和低信噪比条件的频率估计器研究

为了实现对大频偏和低信噪比条件下信号载波频率快速估计,在比较现有常用估计器基础上,提出一种改进频率估计方案,可以将估计器估计范围提高到数据速率的一半而噪声性能接近MCRB下界。通过仿真和硬件实现,验证了改进频率估计器对大频偏和低信噪比的适用性。
     

用于痕量气体检测的宽调谐外腔量子级联激光器研究

研究基于闪耀光栅的Littrow外腔量子级联激光器,设计一种改进型Littrow外腔腔型,实现了小型化样机研制。测试结果表明,输出激光波长调谐范围1317cm^–1(7.593μm)至983cm^–1(10.173μm),最大平均功率17.7m W,激光线宽小于1cm^–1,功率稳定性优于0.5%(4h),波长稳定性优于0.12cm^–1(5.4h)。样机激光头尺寸76mm×54mm×50mm,部分技术指标优于国外商业产品。     

一种考虑追踪器速度变化的最优导引律

从考虑追踪器速度的大小和方向变化以及目标速度变化方面入手 ,以最优控制理论和飞行力学原理为基础 ,推导出一种考虑追踪器速度变化的最优导引律—变系数比例导引律 ,同时给出一种计算剩余时间的新方法—剩余时间函数法。对要求垂直入射的情况 ,设计了满足入射角度要求的导引律。仿真结果表明 ,应用本文的导引律在制导过程中能量消耗少 ,制导精度高 ,脱靶量小 ,其性能远优于常系数比例导引律     

航天用元器件应用验证方法及其应用实例

针对航天用元器件传统鉴定考核方法的局限性,文章提出了一种改进的可靠性保证方法,其核心在于以元器件鉴定试验为基础,结合航天应用的实际背景以及元器件的自身特性制定评估试验方案,对元器件的耐受力裕度、实际性能指标进行评价。将该方法应用于航天器用1553B数据总线隔离变压器的评估,得出了在不同应用条件下其电性能参数的变化趋势以及与进口同类样品间电参数的比对结果,并对其结构与航天型号要求的符合性以及极限性能指标等进行了评估验证。结果表明,该方法可以充分验证航天用元器件研制的成熟度和在航天工程中的适用度,为元器件的研制和应用提供全面参考依据。