火星进入舱开伞弹伞载荷动力放大系数研究与试验验证

首先推导了单自由度系统在矩形和半正弦波形脉冲冲击下响应谱动力放大系数与脉冲作用时间的理论解析公式,然后采用有限元显示冲击动力学分析方法,分析了火星探测器进入舱进入过程中开伞弹伞低频大冲击载荷的载荷波形、脉冲作用时间以及结构阻尼对进入舱主结构动力放大系数的影响;最后介绍了开伞载荷悬吊冲坠模拟冲击动载试验和弹伞载荷真实弹伞筒冲击动载试验。分析与试验结果表明:冲击作用时间在1 ms以下时,结构衰减效应明显,冲击作用时间大于5 ms后,动力放大系数同波形下趋于稳定;开伞载荷由于指数型前沿上升时间较长,动力放大系数基本为1;弹伞载荷上升前沿较陡,矩形前沿波放大倍数在1～2倍之间。上述研究可为火星探测器进入舱结构载荷条件的确定提供参考。     

水下弹射筒口气泡及载荷特性数值研究

水下弹射是水下运载器发射的重要方式,弹射工质气体形成的筒口气泡对相邻设备安全有着重要影响.为明确国内外广泛关注的一筒多弹水下弹射筒口气泡演变过程及载荷特性,利用雷诺平均的计算流体力学方法和嵌套动网格技术,建立水下弹射两相流动非定常数值计算模型,并经实验测量数据校验后,对一筒三弹水下弹射流动和载荷状态进行数值研究.研究结...     

多任务轨道光学遥感卫星推进舱设计

基于舱段模块化设计概念,设计了一种适应于有高燃料需求的多任务轨道的高分辨率光学遥感卫星平台的推进舱。该推进舱结构由大直径承力筒、并联式贮箱安装支架、十字隔板和环形底板组成,向上为大型遥感载荷和设备舱的承力舱段,向下提供与星箭适配器的接口,舱内集中布局推进分系统设备,不仅可满足500~1200kg范围燃料承载要求,同时经地面总装和测试表明具有刚度高、质心低和扩展性强等优点。模块化的推进舱舱段设计提高了我国遥感卫星平台对不同类型轨道的适应能力,一方面扩充了我国遥感卫星平台系列的产品型谱,另一方面可与整星其它舱段并行进行总装测试,显著缩短卫星研制周期。     

多舱段载人航天器空气环境控制系统性能分析

建立了一种多舱段载人航天器空气环境控制系统性能集成仿真分析模型,包括舱体模块、乘员模块、舱压控制模块、温湿度控制模块和CO2净化模块,并对两舱段载人航天器空气环境控制系统性能进行了计算分析。结果表明,舱间通风传热能力较差,造成组合体温湿度水平超出指标范围,而舱间通风传质能力较强,可实现氧分压水平和CO2分压水平的集中控制。提出了一种控制系统改进方案,在非主控舱段增设控温系统改善组合体空气温度水平,仿真结果表明,控制系统改进后组合体各空气环境参数均满足设计要求。该工作有助于加快载人航天器空气环境控制系统的设计和改进流程。     

KM6气闸舱舱内环境控制技术

文章根据人-船-服试验对KM6气闸舱的要求,分析了舱内环境的几种积累效应,对气闸舱环境控制系统进行了设计,成功地解决了舱内环境控制中CO2置换、低压缺氧以及降压速率等问题,同时配备了气体成分实时监测设备,可以对舱内环境进行严格监测。     

大型通信卫星公用平台结构分系统设计特点

本文针对我国下一代大型通信卫星公用平台新的要求,通过综合总体技术设想,在结构构型、分舱、大型中心承力筒及结构舱板设计、舱段间及板间连接方式等方面对我国未来大型通信卫星公用平台结构分系统的设计特点进行了介绍。     

用于真空低温环境的热像仪设备舱方案设计和分析

为实现热像仪在真空低温环境下对目标红外辐射的测量,设计了热像仪设备舱。该舱主要包括机械结构与电气系统,可为热像仪提供温度可控、压力基本恒定的环境。其中,机械结构实现热像仪的结构支撑和密封,电气系统实现舱内的温度控制以及压力监测。文章运用有限元软件仿真分析了温度控制系统可实现的控温范围,并用试验方法验证了仿真分析方法的可靠性;还对设备舱的压力变化及密封圈所需的预紧力进行了估算。分析表明该设备舱能够为热像仪在真空低温环境下提供正常的工作条件。     

三叉戟Ⅰ导弹仪器舱结构件的制造和试验

三叉戟(C4)导弹仪器舱是弹头、第三级发动机、制导系统设备和末助推控制系统设备的容器和承力构件,其重量(包括仪器)为146公斤(324.8磅),占全弹重量的0.5％。仪器舱的锥体(见图1)是     

国外地空导弹结构

在广泛收集国外地空导弹有关素材的基础上,对各类地空导弹的结构型式及所用结构材料作了介绍、分析和比较.根据地空导弹的结构特点,分析不可操纵弹翼和可操纵弹翼与弹身的连接型式.提出了导弹结构的发展主要在以下几个方面:结构型式、结构材料、气动加热问题、舱段间连接型式和弹翼与弹身的连接方式.     

基于Zynq平台的弹载计算机设计

针对现代控制系统对弹载计算机提出的新要求,设计了一种以全可编程SoC芯片Zynq为核心处理器的弹载计算机,使其在运算性能、产品功耗、设备体积等方面产生了大幅提升。利用Zynq内嵌的ARM硬核来运行自检、装订、输出检查及导航制导控制算法等功能,通过芯片集成的可编程逻辑资源实现丰富的外围接口协议并设计为自定义IP,自定义IP通过标准的AXI总线连接到处理器的ARM内核上。给出了弹载计算机的硬件系统设计及软件系统设计方案,并详细分析介绍了各个电路模块的设计思路、软件系统模块化设计思路及系统工作流程。搭建了半实物仿真验证平台,通过试验,证明了该弹载计算机设计合理,各项功能工作正常,性能满足控制系统使用要求。     

嫦娥五号轨道器的创新与实践

嫦娥五号任务是实现中国首次月球无人交会对接与采样返回,嫦娥五号探测器系统由轨道器、着陆器、上升器和返回器四器组成。轨道器由上海航天技术研究院抓总研制,首次完成了月球轨道无人对接与样品转移任务,同时承担地月往返运输任务。轨道器采用了外承力筒、四贮箱平铺下探、双太阳翼的构型设计方案,实现了航天器的大承载、轻量化功能;采用了推进仪器舱、对接舱、支撑舱三舱组合的构型布局方案,满足了5个分离面、8个飞行阶段和多种飞行姿态的设备布局需求;分布式一体化综合电子技术的应用,优化和整合了整器的电子功能。     

一种并网式载人航天器控温回路系统设计

提出了一种单舱辐射器并网和组合体舱间并网相结合的载人航天器控温回路系统,能够实现单舱层次功能备份和舱间层次功能备份。建立了单舱和组合体控温回路系统非稳态仿真分析模型,对正常工作模式和几种不同故障工作模式下各舱回路控温点温度、设备温度、流量分配和航天器热负荷水平进行了分析。结果表明,对于单舱辐射器并网回路,在单条辐射器支路故障情况下,系统总散热能力损失不超过28.5%,单舱外回路完全故障时启动舱间并网回路,故障舱段可维持的热负荷水平占标准工作模式热负荷水平的63.5%,表明双层次并网控温回路系统可将设备温度有效控制在指标要求范围内,并能显著提高载人航天器所能承受的热负荷水平,提高系统的可靠性。     

PCS7-400H冗余控制在KM6水平舱中的应用

为满足载人航天人-舱-服出舱活动试验任务的需要,提高系统的可靠性,KM6载人航天器空间环境模拟设备的水平舱测控系统采用SIMATIC PCS7冗余集散控制系统的方式,对所有关键环节包括控制计算机、CPU、电源、网络、I/O模块等都进行了冗余备份。文章较详细地介绍了PCS7-400H冗余功能在测控系统中的实现及测量原理,并在KM6水平舱中的实际运用中,大大地增加了系统运行的可靠性和稳定性。     

荷兰福克特种产品公司

福克特种产品公司主要生产方舱，方舱装甲板、导弹发射箱，飞机结构件等。公司具有世界一流的管理系统、质量控制系统、生产设备和工艺。     

KM6水平舱改造与调试

文章介绍了KM6水平舱改造的基本情况,重点对改造任务中新增的综合复压系统、环境控制系统、纯氧抽气系统、消防灭火系统、总控系统进行了介绍,同时还介绍了A、B舱舱门改造的情况。KM6水平舱改造完成后进行了多次系统调试,调试结果表明:改造完成后的KM6水平舱完全可以满足“人-船-服”联合试验的要求,也可为其他相关试验提供保障。     

KM6水平舱环境控制系统

为满足中国载人航天的需求,研制了可进行人-船-服联合试验的大型空间环境模拟设备——KM6水平舱。文章介绍了该模拟设备的环境控制系统。它有两大功能:一是为舱内参试人员提供气体和应急救生用气;二是控制试验环境,包括对各种环境参数的控制,如控制舱内温度、湿度、压力、局部氧气压力,清除舱内气态污染物。在对水平舱减压时,不仅要注意每一项参数的控制稳定性,还要注意对所有参数的整体控制,因为这些参数是互相关联的。为了研究这些参数之间的关系,对该舱建立了数学模型,得出了不同边界条件下的最优控制方案。     

抑制星上穿舱电缆电磁泄漏的包覆工艺技术

对于某些装配有高灵敏度设备的卫星,其舱内设备的非期望辐射发射通过穿舱电缆、过孔等耦合到舱外,被高灵敏度设备在卫星舱外的天线接收,可能干扰高灵敏度设备对正常信号的接收。文章提出了抑制卫星穿舱电缆电磁泄漏的包覆及过孔封堵的方案,同时进行了包覆方法研究和效果分析,验证了该方案可以减小穿舱电缆和穿舱孔的电磁辐射泄漏对接收系统的影响,使卫星的电磁兼容性得到改善。     

新一代单片微控制器在导弹数字制导中的应用

从当前我国地空导弹数字制导和控制系统的研制现状出发,并针对弹载数字系统的特定要求——高速、高精度、多输入输出的实时控制,以及空间、重量、体积有限和高可靠性等,提出了新一代单片微控制器在导弹数字制导和控制系统中的应用前景.新一代单片微控制器为适应高功能要求的实时控制,在单一的基片上集成了多达十几万个分立元件的功能器件,它具有CPU、ROM、RAM定时器、I/O端口,以及A/D和D/A接口,并有相应的软件支持.这就为新一代导弹数字制导和控制系统的实现打下了良好的基础.     

基于模糊神经网络的质量矩拦截弹动态逆控制

质量矩控制是一种全新的飞行控制方法,与广泛应用的空气动力控制相比,可以避免飞行器在超高马赫数飞行时舵面的气动加热问题,而且,可以提高飞行器的机动性和敏捷性。以所建立的质量矩拦截弹数学模型为基础,通过对模型合理的简化,得到一个耦合的非线性动力学系统。考虑到系统的鲁棒性要求和三个滑块的协调控制问题,应用双时标分解的方法,提出将拦截弹动力学分离为快变状态动力学和慢变状态动力学。然后,设计了拦截弹模糊动态逆飞行控制系统,分别针对快变和慢变子系统,提出了一种基于模糊神经网络(FNN)的动态逆误差补偿方法,可以有效地抑制气动参数摄动而引起的控制系统性能的下降,提高了控制系统的鲁棒性。仿真结果表明系统性能指标满足设计要求,只需微调滑块位置,即可以实现拦截弹的飞行控制。     

变深度模拟发射实验导弹出简速度测量方法

针对变深度水下发射模拟实验装置,开展了导弹出筒速度的高速摄影测量方法研究.对比分析了不同拍摄位置对测量的影响,结果表明高速摄影窗口应尽量远离发射筒口,以避免发射筒排出的气体对有效辨识模拟弹的运动位置产生不利影响.发展了一种能够准确测量各特征位置的数字图像处理方法,为出筒速度计算提供了有效数据.建立了出筒速度计算方法,并...