N型防护结构的试验与仿真研究

在不增加空间碎片防护结构整体尺寸和质量的情况下,基于防护结构在斜撞击条件下弹道极限高于正撞击条件下弹道极限的特性,研究了一种将3层平行铝板结构的中间层进行倾斜的N 型防护结构,采用超高速碰撞试验和三维SP H 数值仿真方法,定量对比了N型防护结构与相同面密度3层平行铝板结构的防护性能。研究结果初步证实,在正撞击情况下,倾斜的中间层具有提升结构防护性能的作用。     

泡沫铝几何参数对填充式结构防护性能影响的数值模拟

 泡沫铝是一种新型航天器防护材料,拥有良好的抵御空间碎片超高速撞击的特性。模仿泡沫金属的生产原理建立了泡沫金属细观结构几何模型,结合自编的光滑质点流体动力学(SPH)程序进行了超高速撞击数值模拟,研究了平均孔洞直径和孔隙率对填充泡沫铝结构防护性能的影响。结果表明平均孔洞直径对防护性能影响较大,总体而言平均孔洞直径越小则防护性能越好。孔隙率只在高速时才有较大影响,并且存在最优值。通过不同泡沫铝几何参数下碎片云特性的对比分析表明,使碎片云的法向动量越有效分散,结构的防护能力越强。     

波纹倾角对填充式波纹夹层结构超高速撞击防护性能影响

基于SPH方法模拟了空间碎片撞击波纹倾角分别为30°、45°、56°和60°的填充式波纹夹层结构的过程,对防护特性进行对比分析,研究了波纹倾角对防护性能的影响。结果表明,撞击形成的碎片云膨胀程度随倾角增大而变大,倾角为56°时的结构对空间碎片破坏最大;4种结构所转化的不可逆功相差很小,倾角对结构不可逆功转换的影响较小;不同倾角的航天器舱壁损伤不同,倾角为56°时航天器舱壁损伤程度最小。     

超高速碰撞碎片散布数值分析

基于光滑粒子流体动力学(SPH)方法,对低轨卫星与某空间物体的超高速碰撞问题进行了数值模拟。通过确立航天器轨道高低判定准则及判定方法,分析了碰撞角度、碰撞速度对碰撞碎片散布的影响情况。仿真结果表明,低轨卫星与空间物体碰撞产生的大部分空间碎片所处轨道高度位于原卫星轨道周围;碰撞碎片的散布情况与碰撞方式密切相关,相比于上升式碰撞,下压式碰撞产生的下降碎片个数较多,上升碎片个数较少;低轨卫星与空间物体碰撞产生的空间碎片总数与碰撞相对速度密切相关,碰撞相对速度越大,碎片数量越多;随着碰撞相对速度的增大,上升碎片、下降碎片及双曲碎片的个数逐渐增加;在不改变碰撞总动量数量级的条件下,改变空间物体的速度大小对空间碎片散布的影响并不明显。     

空间碎片防护结构设计优化软件系统总体设计和研制进展

空间碎片防护结构设计优化软件系统(简称防护优化软件系统)是空间碎片防护设计软件包MODAOsT的重组成部分,是我国独立设计开发和拥有自主知识产权的空间碎片防护设计优化软件工具。简介绍该软件系统研制的工程背景、研究目标和技术指标;重点讨论其系统框架结构、主程序流程、主程序模块及其逻辑关系设计,总结该软件系统研制工作进展,并给出初步应用算例;展望相关后续工作和应用发展。     

矩形薄膜和充气管的屈曲及后屈曲行为分析

 对矩形薄膜及充气管的屈曲及后屈曲过程进行了分析。首先基于矩形薄膜褶皱区域的应力平衡关系,得到了矩形剪切薄膜褶皱的波长及幅度的表达式,并考虑了微小的初始张力的作用。基于稳定性理论建立了薄膜褶皱的数值分析方法,通过实验的方法对分析结果进行了验证。分析表明矩形剪切薄膜的屈曲过程是分枝点平衡问题。对于充气管的分析是基于张力场理论建立了其扭转临界扭矩的表达式,并与数值分析的结果进行了对比分析,分析表明充气管的屈曲过程是极值点平衡问题。通过对比分析,两种结构形式的分析结果与数值分析的结果基本符合。建立的分析方法能够有效地进行薄膜结构的屈曲及后屈曲过程的分析。     

航天器空间辐射防护材料与防护结构

电子、质子、重离子、光子等空间辐射环境可在航天器材料或元器件中产生单粒子效应、总剂量效应、表面充放电效应、位移损伤效应、内带电效应等,因此,需要对航天器进行空间辐射防护。本文首先介绍空间辐射防护原理和防护有效性,进而从材料、分系统(或部组件)、航天器3个不同维度,对质量屏蔽防护材料、静电防护材料、抗辐射功能材料、航天器局部辐射防护结构和整星辐射防护结构进行了探讨,最后对未来发展的方向进行了讨论。     

可刚化充气框架式太阳翼设计及振动特性分析

针对刚性铰链驱动展开的太阳翼结构刚度较低带来的持续振动问题,提出了一种可刚化充气框架式太阳翼方案,分析并得到了充气管直径对充气框架式太阳翼振动特性的影响规律。在此基础上,设计并研制了太阳翼结构样机,开展了样机折叠、充气展开、结构刚化试验及振动性能试验测试。结果表明：充气框架式太阳翼可柔性折叠、发射体积小、可在轨展开并刚化成型为大面积太阳翼;结构无机械铰链,充气驱动展开过程平稳可靠,展开扰动小;刚化后结构刚度高、振动基频高(测试样机振动基频为7.5 Hz);建造和发射成本低,可应用于构建大型卫星平台、空间站等所需大面积太阳翼。     

轴承腔典型结构热防护性能模型实验研究

针对航空发动机轴承腔中带隔热夹层的典型热防护结构,开展了模型试验件的隔热性能实验研究。通过搭建专用试验平台测量不同热防护结构在典型工作温度下的隔热性能,使用稳态法开展相应结构的等效导热率研究。结果表明,气凝胶材料厚度增加可快速提升结构整体热阻,在相同厚度条件下空气夹层与气凝胶隔热性能相当;在组合隔热夹层1/3处增加反射屏后可提升隔热温差20.4%;考虑安装“热短路”效应影响,典型组合隔热试验件热导率最小为0.58W/（m·K）,远大于单独隔热材料的热导率。     

一种耐高温多层热防护结构的优化设计与性能

为解决高速飞行器飞行过程中剧烈的气动加热问题,以“高温防热层+隔热缓冲层+核心隔热层”顺序设计的一体化多层热防护结构的传热过程为研究对象,建立了高温环境下热防护结构内部一维非稳态导热-辐射耦合传热模型,通过数值模拟计算得到了高温环境下热防护结构各层的温度分布。利用不同热防护材料的隔热性能差异,针对构建的热防护结构,提出了在满足一定约束条件下,以轻质多层热防护结构总质量和总厚度为目标函数的优化设计方案,得到了多层结构的最优几何参数,并通过实验考核了优化后热防护结构的防隔热性能。实验表明:该结构可耐受1473 K的高温1800 s而背温不超过370 K。      

高温合金前缘热防护结构隔热性能分析

高温合金前缘热防护结构由高温合金蜂窝和隔热毡、连接件构成,同时具有承载和隔热作用,易于拆卸和维修,具有经济性和安全性。通过分析高温合金前缘热防护结构隔热性能和承载能力,对前缘结构进行设计。高温合金蜂窝隔热效果良好,并可以承受1 200℃高温。隔热毡所用的隔热材料在高温试验下保持良好的隔热效果,验证了本文传热分析方法的正确性。建立了传热迭代分析算例,确认结构各项参数满足某型高速临近空间飞行器的热环境和承载使用要求,完成了前缘结构隔热一体化初步设计。     

透气性对盘帆伞充气性能和气动特性的影响

超声速降落伞是火星探测器成功实现软着陆的关键技术之一,然而,目前火星探测在着陆任务采用的主流伞型-盘缝带伞已达该类伞型减速能力的尺寸极限。为了应对未来更重载荷的火星探测任务,NASA已针对超声速盘帆伞开展了专项研究。但盘帆伞飞行试验均以失败告终,造成这一结果的原因很可能与伞衣的透气性（织物透气性和结构透气性）有关。采用流固耦合方法针对超声速盘帆伞设计不同的组合透气性方案,对比分析在总孔隙率相同的前提下盘帆伞衣采取不同的结构/织物分配比例对降落伞开伞过程中流场结构及气动特性的影响规律,并研究其作用机理。同时,设计了与G5F5、G7F3这2种伞衣结构孔隙率相同的盘缝带伞伞衣进行开伞特性对比分析。结果表明：对于总孔隙率12%的超声速盘帆伞,结构透气性与织物透气性的贡献比为5∶5时,降落伞前的脱体激波波动幅度较小,降落伞的稳定性能相较其他组合透气性有明显优势,同时在结构和织物透气性的共同作用下,充气时间最长;结构透气性与织物透气性的贡献比为7∶3时的阻力性能最佳,随着织物透气性的贡献由30%提高至70%,盘帆伞的阻力性能呈现下降趋势;结构透气性与织物透气性的贡献比为6∶4时的摆动角度最大,稳定性最差。另外,通过对比盘帆伞与盘缝带伞开伞过程发现：盘缝带伞呈现常见的“灯泡式”充气顺序,而盘帆伞则展现出一种“伞带式”充气顺序,即气流首先从伞带处开始充气,随后逐渐扩散至整个伞面。该研究结果可为新一代火星降落伞的设计提供一定的理论参考。     

航天结构材料性能指数及其应用

本文阐明了航天结构材料性能指数的概念，并说明如何应用它来合理选择航天结构材料；同时指出了目前熟知的材料比强度、比模量概念的局限性。     

环境对有/无防护涂层结构疲劳性能的影响

 以试验研究为基础,用两种型式的试验件试验来研究飞机结构防护涂层在典型气候和人工加速环境条件下的疲劳性能的影响,并采用结构细节疲劳额定值（DFR）方法给出在环境条件下有/无防护涂层试件的疲劳强度修正系数。由试验结果分析得到下述结论：经大气暴露的涂层试件比未经大气暴露试验的DFR值要下降11%～21%.双涂层试件比单涂层试件在相同暴露试验条件下DFR值要高。     

气动压力对柔性热防护结构隔热性能的影响

提出\"等效导热热阻\"这一参数来反映柔性热防护结构的隔热性能,用石英灯辐射加热和机械加压的方式来模拟柔性热防护结构服役过程中的的气动热/压环境,根据所做热试验的结果数据研究了在一定温度下,气动压力对柔性热防护结构等效导热热阻的影响规律。结果表明:随着气动压力的增大,柔性热防护结构的隔热性能呈非线性下降趋势,因此在对柔性热防护结构设计时,必须考虑其服役过程中表面气动压力对其隔热性能的影响。     

多脉冲固体火箭发动机长尾喷管多层热防护结构传热烧蚀特性

针对多脉冲固体火箭发动机长尾喷管热防护结构的传热烧蚀问题,提出了由C/C抗烧蚀层、碳/酚醛相变吸热层和钢壳体结构组成的多层热防护结构,建立了基于热物性参数随时间和温度变化的传热烧蚀数学模型,采用有限差分隐式格式进行求解。在验证了多层防热结构传热烧蚀计算框架准确性的基础上,开展了长尾喷管多层热防护结构传热烧蚀响应过程仿真研究,分析了脉冲间隔时间对多层热防护结构传热烧蚀响应的影响规律。研究结果表明：与传统固体火箭发动机相比,多脉冲发动机工作时碳/酚醛层内热物性参数与热解反应变化较大,导致多层结构内能量分布更加均匀,使得钢壳体外表面温度显著升高,同时C/C抗烧蚀层表面烧蚀量显著下降;随着脉冲间隔时长的增加,C/C抗烧蚀层烧蚀量逐渐下降,碳/酚醛层内热解程度逐渐降低,钢壳体外表面温度先升高后下降,脉冲间隔时长60 s时钢外壳表面温度达到最大值。     

某系列飞机机翼结构腐蚀与防护分析研究

该文通过对X系列飞机使用情况的调研和外场信息的收集,对飞机机翼结构的腐蚀情况、腐蚀薄弱环节和腐蚀处理等进行了分析研究,从结构设计、防护、维修、制造等方面提出了腐蚀控制的措施.     

考虑阻尼性能的复合结构多尺度拓扑优化设计

最优阻尼复合结构应该是阻尼材料自身的材料性能和阻尼材料在板壳结构上的分布形态均是最优的。针对板壳阻尼复合结构的多尺度设计问题,建立了基于非比例阻尼模型的复合结构多尺度拓扑优化方法,实现了阻尼材料在宏微观两尺度上的协同设计,同时获得最优的阻尼材料宏观分布形态和微观构型。以结构模态阻尼比为目标,分别研究了复合结构的单目标和多目标多尺度设计问题。结果表明,在单目标设计中,当最大化结构的某一阶模态阻尼比时,优化后结构的该阶模态阻尼比最大,同时结构在该阶处的频率响应最小;在多目标设计中,以结构前3阶模态阻尼比之和为目标,虽然在每一阶处的性能劣于单目标设计结果,但是结构前3阶模态阻尼比的总体性能更优。同时,从微结构的构型可得,最优的微结构构型中低刚度高阻尼材料的分布相互连接,其损失模量（微结构复弹性矩阵的虚部）和阻尼因子（微结构复弹性矩阵的虚部与实部之比）都相对较高,且呈现负泊松比现象。优化后复合结构的动力学性能显著提高。     

多场耦合计算平台与高超声速热防护结构传热问题研究

从有限元法(FEM)和有限体积法(FVM)的单元特性出发,提出一种具有局部守恒特性的界面载荷插值方法.采用共享内存技术开发适用于通用有限元和计算流体力学(CFD)软件的多场耦合计算平台,并基于分区耦合方式实现流固耦合传热计算.作为验证,分别将ANSYS与Fluent和CFD-FASTRAN软件进行耦合,计算外壁冷却的喷...     

前缘吸波结构承载性能优化分析研究

前缘吸波结构具有承载和吸波的双重功能,足隐身结构设计的重要研究方向之一.针对典型前缘吸波结构,利用零阶和一阶参数优化算法对其承载性能进行优化计算,获得透波蒙皮与吸波填充物的优化布置方案;提出提高前缘吸波结构承载效率的优化分析方法和技术途径,为隐身结构设计提供了重要参考.