汽车制动系统关键技术研究

本文对盘式汽车制动时的受力进行了分析，建立了汽车制动的受力模型、对汽车的制动力分配情况进行了分析，给出了汽车的制动器制动效能因数和制动力距的计算方法；然后对汽车制动系统的评价指标进行了总结，最后利用软件编写程序得到汽车的同步附着系数，这些为汽车制动的研究奠定了基础。     

防抱死制动系统故障形式分析

本文紧地防抱死制动系统的可靠性和故障自动保险特性研究结果的一个概述。该研究使用了故障形式、影响、临界状态分析和枝状故障分析等方法以求了解制动系统出现故障方式及频度。     

某卫星固面反射器热变形测试分析与模型修正

为评估反射器在轨热变形对天线射频性能的影响,文章详细介绍了某卫星固面反射器的热变形测试过程,分析了测试结果及有关数据处理方法。通过热变形测试验证了测试产品设计与工艺的合理性,并基于测试结果修正了分析模型,有助于提高反射器在轨热变形分析精度。     

一次近月制动的误差分析与安全关机策略

实施有效的近月制动进入目标环月轨道是实现月球环绕、安全软着陆等任务的前提。文章基于一次近月制动,对点火过程中的主要误差要素影响进行了分析,包括开机与关机方式、点火姿态、有限推力制动方式的影响,其中点火姿态偏差是最大的误差影响。并分析了一次近月制动条件下,由于推力偏差和制动推质比较大,速度增量关机失效时自主时间关机和地面支持关机存在的轨道安全性问题。针对此问题,按近月制动前后的不同阶段设计了3种安全关机策略,包括相关的发动机标定、轨控实时监视干预以及应急提升近月点。最后介绍了安全关机策略在嫦娥三号任务中的应用情况。     

航天器蜂窝夹层板对称热变形分析及试验验证

分析了太阳同步轨道遥感卫星某遥感仪器安装板在平面温度场下的热变形特点,考虑蜂窝芯子横向胀缩,建立了对称热变形问题理论模型,给出控制方程和级数解。同时设计了热变形试验,采用数字近景摄影测量光轴指向变化。理论分析结果与试验结果一致性较好,表明可采用该模型对蜂窝板在轨热变形进行预示。典型高低温工况下蜂窝夹层板对称热变形造成安装其上的相机光轴指向变化在20″左右,选用相对稀疏、较矮的蜂窝芯子,可降低热变形的影响。     

双层卷焊管在汽车制动硬管方面的应用及制动硬管的制造工艺

介绍了双层卷焊管的特点以及在汽车制动硬管方面的应用，并分析了所开发的汽车制动硬管在工艺方面的要求。经批量生产及应用，双层卷焊管完全能适用汽车制动硬管的生产并具有其它管材不可比拟的优点。     

导弹弹射系统中缓冲制动锥的轴向冲击特性

针对壁厚线性变化制动锥的冲击力学特性,基于轴压力学模型,提出了等效速度概念,在综合考虑材料应变强化和应变率效应的条件下,按等效壁厚、等效速度条件下的分段能量等效原理得到了制动锥轴向冲击力学模型,并采用理论分析、有限元计算和实验研究相结合的方式研究了弹射系统中缓冲制动锥的冲击皱褶形成形态、冲击压缩量和缓冲力学特性,3种方法得到的结果基本一致,验证了所提模型的正确。所提出的制动锥轴向冲击力学模型可为制动锥的初步设计、实验规划以及武器系统的发射动力学分析提供参考。     

大型空间结构热弹性非线性有限元分析

由薄壁管组成的大型空间结构在外层空间受到太阳等星体的辐射加热，其热变形是值得关注的。为了准确地预测这种变形，首先推导了一种梁的热弹性几何非线性增量有限元格式，用以分析该类结构的热-力学响应，然后考虑到空间结构热流输入与变形耦合的特性，提出了一种热-力学耦合分析的有限元方法。对哈勃太空望远镜太阳能帆板热变形的实例计算表明，数值解与理论解符合较好。数值算例表明，结构内部热变形的不一致程度越大，考虑几何非线性对于热变形计算结果的影响越大；热流入射方向角和热变形大小是影响耦合效应的主要因素。     

光学遥感卫星平台结构热变形试验及测量技术研究

太空复杂外界热环境是平台结构热变形的关键影响因素,为了满足某高轨光学遥感卫星对热变形的特殊要求,更准确获取平台结构热变形引起两台相机安装面指向变化,及两相机安装面之间的相对指向变化,进而推导卫星在轨热变形规律。文章设计了卫星平台结构热变形试验,模拟在轨典型外热流工况对卫星平台实施加热控制,使用数字近景摄影测量技术实时测量和分析热变形引起两台相机安装面的绝对指向变化和两相机安装面之间的相对指向变化情况。热变形测量结果表明:A相机安装面指向最大变形57.5″,B相机安装面指向最大变形79.3″,模拟试验的结果可以作为卫星在轨运行期间热变形预测的依据。     

基于热平衡试验的某空间相机热光学集成分析

为研究某空间相机温度场变化对光学系统性能的影响,利用该空间相机热平衡试验温度测试结果,开展了相机光机主体的热光学集成分析,并依次完成了相机温度场反演、热变形分析、光学系统性能分析,以及热光学分析结果同试验测试结果的对比。结果表明：温度是影响该相机光学系统性能的主要因素之一;将光机主体温度控制在设计值能够最大程度上减小热变形对于相机光学系统性能的影响;而当光机主体温度发生变化时,热变形会使得相机焦面偏离初始焦面位置,因此需要对相机进行合理的温控设计并配合焦面调焦来满足在轨成像的需要。     

大型高轨通信平台主动段热变形分析

对于大型高轨通信卫星等的高价值卫星,为增强卫星的抗风险能力,对极端温度环境条件和相较一般发射工作程序有所偏离的情况下,进行了卫星平台的热分布情况分析。采用了能够较全面深入反映平台结构热变形的3D舱板模型的有限元分析方法。表明最高温度50.8 ℃,最低温度-11.89 ℃,未超出卫星的极限温度要求,卫星平台的热性能有一定保持能力。舱板厚度方向温差2.5 ℃。对分析的热分布结果与一般条件下的热平衡试验结果进行了分析比较,分析结果较一般条件下的热平衡试验结果温度高出约25 ℃。在热分析结果基础上所做的卫星平台热变形分析,表明舱板的最大变形在抛罩时刻为0.185 mm,在星箭分离时刻为0.506 mm,已经接近结构局部精度的要求量级。在抛罩和星箭分离时的服务舱仪器板的热变形方向相反,预示着这里是热振动的潜在振源。     

航天器在轨全周期热变形分析方法

提出一种适应于在轨全周期热变形的分析方法,采用基于热传导算法进行"热分析模型-结构分析模型"全周期温度场映射,利用数学拟合算法开展对各类结果数据的分析,通过相关程序实现全周期多工况温度场映射、计算、数据分析的自动化。对某遥感卫星进行全周期热变形分析,结果表明:全周期温度场映射时间由天缩短至小时量级,温度场映射精度可控制在1%以内,相对于以往基于极端工况的热变形分析方法,可显著地提升分析精度与验证覆盖性,获得在轨热变形量级、全周期变化规律。文章的研究结果可为航天器热稳定设计提供参考。     

基于太阳模拟器的网状天线热变形仿真与试验研究

准确预示天线在轨温度并分析天线热稳定性的影响因素是改善天线性能的重要方面。文章通过构建网状天线热分析和热变形有限元模型,仿真得到碳纤维主反射面、支撑肋组件等结构在两种工况太阳侧照下的温度场以及热变形场;在真空低温环境下,利用太阳模拟器对网状天线进行热真空原位环境热变形摄影测量试验。对比表明,仿真模型计算结果与试验测量结果符合性较好。鉴于模拟外热流的准直性对试验结果的影响较大,在热仿真时需要针对入射热流的准直性对热模型进行辐射误差补偿。     

试验箱风速对航天器部件常压低温热变形试验的影响分析

文章以航天器机械臂为研究对象,采用流-热-固耦合方法仿真分析了单一送风形式下,试验箱不同送风速度对机械臂常压低温热变形的影响,并进行了试验验证。分析发现:随着送风速度的增大,机械臂表面的温度场分布更均匀且温度值更接近于设定值,从而更有利于低温热变形试验的实施;但由于存在环境噪声,必须经过静置稳定后才可以进行变形测量。此分析结果可以用于指导航天器部件常压低温热变形试验更加精确、高效地实施。     

大型GEO通信平台主动段力热综合性能分析

对于大型高价值卫星,为增强卫星的抗风险能力,在极端温度环境、相较一般发射工作程序有所偏离的情况下,进行了卫星平台的力热性能分析。分析结果表明:采用3D舱板的有限元分析模型能够更好地揭示平台的结构变形;主动段的热变形只占力热综合变形的较少部分,并且随着主动段趋于结束,热变形在力热综合变形的占比在增加。平台的热分析温度结果为50.84~-11.89 ℃,未超出卫星的极限温度要求,表明卫星的热性能有一定保持能力。但是,热耗较大的舱板在给定的较极端边界条件下,分析结果较一般条件下的热平衡试验结果温度高约25 ℃。力热综合分析的结构变形结果最大为1.73 mm,不会危及卫星结构强度,表明卫星平台具有一定结构性能保持能力,但结构变形的结果已经接近结构局部精度的要求量级,值得关注。     

采用压电材料的自适应卫星结构研究

针对卫星在轨热变形补偿的需求,以相机支撑结构为例,提出了一种采用薄膜压电材料的新型自适应卫星结构方案,自适应结构系统包括碳纤维复合材料结构件、位移测量装置、薄膜压电材料和控制器。文章对局部升温条件下关注点的热变形及补偿进行了数值分析和试验验证,结果表明,自适应结构可有效改善关注点热变形下的平面度,分析与试验结果吻合较好,充分验证了自适应结构的热变形补偿能力,为空间自适应结构的后续工程实践打下了良好基础。     

碳纤维/铝蜂窝太阳翼基板热变形分析

以某卫星的碳纤维/铝蜂窝太阳翼基板为对象,研究了碳纤维层合板和铝蜂窝芯层弹性常数和热膨胀系数的等效计算。分别采用等效参数和I-deas软件中的Laminate铺层模型等方法,分析了高温和低温状态下太阳翼基板的热变形,并对计算结果进行了比较,初步说明热变形分析是可行的。面板铺层材料参数对基板的热变形影响很大,在建立分析模型时不能将其等效为各向同性的均匀材料。     

大型星载固面天线热变形试验及仿真分析验证

星载天线在轨运行期间所经历的复杂温度环境,会使天线产生严重的热变形,从而对其电性能造成重要影响。文章根据大型星载固面天线热变形的特点,提出热变形试验与仿真一体化分析验证方法,并且将测试结果与数值仿真结果进行相互校验。该方法可为大型星载天线结构设计及验证提供参考。     

一种伞状天线反射器型面热变形测量及分析模型在轨预示

文章详细介绍了在真空高低温环境下一种伞状可展开天线的型面测量过程。首先依据天线在轨热分析结果定义典型温度工况,然后采用红外加热笼与天线自身主动热控相结合的方法实现天线各部件不同温度的控温要求,并采用摄影测量方法测量典型极端工况下的天线反射器型面热变形。结果表明,测量值与试验前热变形预示结果一致性较好,证明天线热变形分析模型有较高精度。依据在轨热分析温度场计算天线在轨热变形,得到天线在最大温度梯度工况下的型面变化(RMS)最大为0.19 mm。     

利用轨道瞬时根数预报的离轨制动控制方法

针对再入飞行器离轨制动问题,在考虑地球引力J2项摄动及有限推力影响下,设计了一种航天器自主离轨制动控制算法。该算法根据再入点状态约束,确定了离轨过渡轨道的平均轨道根数及其与离轨待命轨道平均轨道根数的关系,从而得到制动参数初值。通过在线数值递推轨迹,实时预报再入点瞬时轨道根数并计算再入点航迹倾角,当预报的航迹倾角满足约束条件时结束制动,并根据再入点纬度幅角误差修正制动起始点,从而修正制动参数。制动过程中,在考虑了J2项摄动影响下实时预报再入点瞬时轨道根数,依据实际任务需求确定关机时机。最后通过考虑初始状态误差、质量误差、推力误差以及姿态误差情况下的蒙特卡洛打靶仿真,分析了不同关机策略的落点散布特性,检验了该算法的自主决策和高精度再入点控制能力。