芳纶纤维对EPDM绝热层烧蚀性能的影响

研究了芳纶短纤维长度和用量变化对EPDM绝热层烧蚀性能的影响,总结了填充芳纶短纤维的绝热层硫化胶在平行纤维方向和垂直纤维方向上烧蚀性能的变化规律,并对两个方向上绝热层烧蚀性能的影响机理进行了分析。结果表明,填充芳纶短纤维会使绝热层的烧蚀性能因烧蚀方向不同而存在差异,绝热层的烧蚀性能与纤维初始长度及其在橡胶中的排列方式密切相关。     

芳砜纶浆粕/EPDM绝热层热性能及界面特性研究

芳砜纶浆粕/EPDM绝热层是固体火箭发动机的一种高性能新型绝热材料。在分析芳砜纶浆粕和芳纶浆粕热稳定性的基础上,对比研究了芳砜纶浆粕/EPDM绝热层与芳纶浆粕/EPDM绝热层的耐烧蚀性能、热性能及界面结合,并采用热失重、动态热机械与扫描电镜等手段分析了造成性能差异的原因。实验结果表明,芳砜纶浆粕的热降解峰值温度比芳纶浆粕高100℃。与芳纶浆粕/EPDM绝热层相比,芳砜纶浆粕/EPDM绝热层的线烧蚀率、热导率和热扩散系数较低,热稳定性较高,芳砜纶浆粕与基体的界面结合较好,这有利于提高绝热层的耐烧蚀性能。芳砜纶浆粕/EPDM绝热层可作为高性能绝热材料而广泛应用。     

PI短纤维对EPDM绝热层平行压延方向 断裂伸长率的影响

研究了聚酰亚胺短纤维(PI)的断裂强度和长度对三元乙丙绝热层(EPDM)平行压延方向上拉伸力学行为的影响,探讨了PI短纤维在绝热层中的分散性对绝热层断裂伸长率的影响,并提出了在Cox剪滞理论基础上的机理解释,使用扫描电子显微镜(SEM)表征了混炼前后的PI短纤维表面形貌与不同强度的PI纤维填充绝热层的拉伸断面形貌。结果表明,随着PI短纤维强度的提高,绝热层伸长率呈下降趋势且PI纤维的分散不均使得绝热层伸长率波动较大;当PI短纤维长度较短时,纤维易被剪切分散,绝热层伸长率较稳定;表面形貌结构规整的PI短纤维在绝热层混炼时高速机械剪切力下不易受损伤;在绝热层的拉伸断面上不同强度的PI短纤维表面均未附着有胶料,与绝热层基体的界面粘合强度均较低。     

马来酸酐接枝三元乙丙橡胶(EPDM-g-MAH)对三元乙丙橡胶内绝热层材料性能的影响

为提高三元乙丙橡胶(EPDM)内绝热层材料的耐烧蚀性能,将马来酸酐接枝三元乙丙橡胶(EPDM-gMAH)作为基体与无机填料之间的相容剂。采用拉力试验机、多工位-氧乙炔烧蚀测试仪、热失重分析仪和扫描电镜等分析手段研究了材料的机械性能与耐烧蚀性能。测试结果表明:添加EPDM-g-MAH后,EPDM内绝热层材料的线烧蚀率和质量烧蚀率均有所降低,并且随着EPDM-g-MAH含量的增大,烧蚀后形成的碳层也越来越致密均匀。另一方面,当EPDM-g-MAH质量分数为9.5%和14.3%时,EPDM内绝热层材料的力学性能大幅度提升。其中,当EPDM-g-MAH质量分数为14.3%时,EPDM内绝热层材料综合性能最为优异,断裂伸长7.8倍,提高了1.191倍;拉伸强度为6.7MPa,提高了71.8%;线烧蚀率为0.079 9mm·s-1,下降了17.2%。该结果将为更多新型填料在EPDM材料中应用提供支持。     

芳纶纤维和丁腈橡胶体系绝热层新配方的研制

采用含卤-锑的阻燃剂,芳纶纤维代替石棉纤维,研制了耐烧蚀的丁腈橡胶绝热层新配方(D210配方)。试验研究了芳纶纤维用量、卤-锑阻燃剂用量及纤维排布方向对绝热层烧蚀性能的影响;研究了增塑剂用量对绝热层玻璃化温度的影响。结果表明,芳纶纤维用量为4份时,绝热层烧蚀性能最佳,线烧蚀率为0.051 mm/s,质量烧蚀率为0.069 g/s;在选定的阻燃剂用量范围内,阻燃剂对绝热层烧蚀性能影响不大;所选增塑剂用量为20份时,玻璃化温度Tg可达-40℃。试验还对绝热层力学性能、硬度、粘接性能、比热容、导热等性能进行了测试,表明新研制的耐烧蚀橡胶有可能成为替代传统的石棉纤维和丁腈橡胶体系的固体火箭发动机燃烧室内绝热层。     

两相环境下EPDM绝热层多因素耦合烧蚀预估

为保证发动机能在恶劣的环境中运行,在绝热层的设计中,绝热层的厚度将直接影响着发动机结构的稳定性,而绝热层的烧蚀预估对于绝热层厚度的合理设计非常重要。为解决固体火箭发动机三元乙丙橡胶(EPDM)绝热层烧蚀性能工程预估问题,结合固体火箭发动机内两相流动的环境特点,以热化学烧蚀三方程模型和扩散化学动力学双控制机制为基本数学模型,以炭化层表面孔隙率为耦合参数,并综合考虑气流和粒子的侵蚀效应,建立了绝热层多因素耦合烧蚀模型的控制方程。通过对控制方程的隐式求解和对绝热层温度分布以及烧蚀线、炭化线、热解线位置的综合分析,获得了两相环境下EPDM绝热层的理论炭化烧蚀率。所得烧蚀率与实验结果对比,误差小于10%,表明给出的烧蚀预估方法可用于固体火箭发动机两相环境下EPDM绝热层烧蚀工程分析。     

过载条件下EPDM绝热材料烧蚀机理和模型研究(Ⅰ)——烧蚀机理分析

基于一种颗粒冲刷状态参数大范围可调的高过载地面模拟试验发动机,针对三元乙丙(EPDM)绝热材料开展了15次烧蚀实验,获得了颗粒冲刷状态参数和炭化烧蚀率之间的宏观影响规律,通过扫描电镜分析了炭化层结构的形貌特征,并以炭化层孔隙结构为纽带,剖析了颗粒冲刷条件下热化学烧蚀和颗粒侵蚀之间的耦合关系.结果表明:(1)存在一个临界...     

填充短纤维对NBR基绝热材料性能的影响

研制了一种新型的无石棉丁腈橡胶(NBR)基内绝热材料。在对酚醛纤维、聚丙烯腈预氧化纤维、粘胶纤维、美塔斯纤维等几种短切纤维对比基础上，优选出酚醛纤雏作为绝热材料的抗烧蚀填充剂，并研究了其用量对材料抗烧蚀性能及力学性能的影响趋势及作用机理。结果显示当NBR中填充25份酚醛纤维时，绝热材料的线烧蚀率0．04mm／s，拉伸强度8．12MPa．断裂伸长率794％，密度1．114g／cm^3，综合性能良好。     

内绝热层中芳纶中空烧蚀形貌的形成机理研究

为揭示柔性内绝热层材料内有机纤维在烧蚀过程中的形貌变化规律和烧蚀机理,分别采用氧乙炔火焰、1000℃高温铁板和热失重加热等不同加热方式,初步探究了不同烧蚀形式下芳纶纤维或腈纶纤维在结炭层内部的形貌演变特征,发现经氧乙炔火焰烧蚀后芳纶增强体系的结炭层内中芳纶炭化纤维呈现中空烧蚀形貌,而腈纶增强体系的结炭层中几乎无纤维状结...     

以基于孔隙结构特征的EPDM绝热材料热化学烧蚀模型

基于对绝热材料烧蚀实验结果的观察和分析,从EPDM绝热材料炭化层微观孔隙结构特征出发,综合考虑多孔结构炭化层内的流动、传热及烧蚀过程,建立了基于炭化层孔隙结构特征的绝热材料热化学烧蚀模型和相应计算方法;对EPDM绝热材料的热化学烧蚀过程开展了数值计算,并将计算得到的质量烧蚀率与烧蚀发动机实验结果进行了比较,结果吻合较好。     

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.     

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...     

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。     

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。     

国际空间大学董事会主席访问航天科技集团公司

10月14日,国际空间大学董事会主席拉姆·哈迪姆访问中国航天科技集团公司,就集团公司承办国际空间大学2007年暑期进修项目的筹备情况与集团公司人力资源部部长陈学钏、副部长白燕强交换了意见。陈学钏部长向哈迪姆通报了集团公司筹备这次活动的工作进展情况。据陈部长介绍,中国     

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.