航天器变构型模块化可维修技术

现有可维修航天器为实现可维修能力代价大,且技术发展途径不清晰,难以推广应用。本文在对国外可维修航天器技术特点分析的基础上,从可维修体系架构、可更换功能模块体系和即插即用接口体系3方面,提出了一种可维修航天器的通用设计方法。结合所提方法,设计了一种主结构可变构型的模块化可维修航天器,阐述了所涉及的关键技术。所设计的可维修航天器以开放式机械体系、分布式异构网络体系与可补加动力体系为核心架构,以两级功能模块和三级接口为可维修载体,以较小代价实现了可维修维护能力,降低了对维修操作方的能力要求,且系统功能性能可随技术的发展动态演进。所提方法与典型设计案例可为中国可维修航天器及相应技术的发展提供参考。     

用于发动机羽流试验研究的液氦热沉设计

超低温大型卧式热沉采用液氦制冷,将在国内实现热沉表面温度低于10K,主要用于航天发动机羽流效应试验,同时兼顾卫星等热真空试验.热沉主体结构为卧式圆筒型,为减小热损失,液氦热沉去掉了骨架,外部装有液氮热沉,两者采用一体化设计,液氮热沉既做液氦热沉的防辐射屏,又做液氦热沉的支撑.为增大抽速,舱体封头端设计了可拆卸的羽流吸附泵.羽流试验时液氦热沉、羽流吸附泵通液氦制冷,液氮热沉通液氮制冷,各部分热沉单独供液.对此大型热沉进行了方案设计、参数计算,对热沉预冷及稳态工况时的液氮、液氦消耗量进行了估算,分析了羽流试验时热沉抽气速率随试验工质温度的变化关系,得出液氦热沉对氮气的抽气速率可以达到107L/s量级.      

碳化硅颗粒增强铝基复合材料及其口盖的研制

采用一种新型的复合材料替代传统的材料应用于航天产品推进舱上的口盖。经过复合材料制备、预镦粗变形、热轧和冷轧、热处理、表面阳极氧化等工艺过程，成功地制备了ＳｉＣｐ／ＬＤ１０复合材料口盖。探讨了制备过程中的工艺选择和工艺参数，并对复合材料板材的性能进行了测试。     

复杂气象条件下的管制指挥

一、引言复杂天气是发生飞行事故的重要诱因,复杂气象不仅严重影响航空器的飞行性能,而且对管制员的管制指挥和机组的技术和心理也是极大的考验。复杂气象条件下的管制是管制员感觉最难以掌控的管制     

应变测试技术应用于发动机质心偏移研究

为研究液体火箭发动机的质心偏移情况,在发动机传力构件上合理分布测量点,对发动机机架、推力室与机架连接压杆、推力室头部等多个区域的缓应变参数进行了测量,通过对测量数据的处理与分析,得出了发动机质心偏移情况的初步判断.     

对卫星柔性对接补加一体化机构建模与设计

阐述了一种弱撞击交会条件的对接补加一体化机构.在机构设计上采用柔性杆实现软连接,刚性周边杆实现纠偏和刚性锁紧,阻尼装置吸收对接碰撞能量,并采用可浮动的气/液耦合和电气接口进一步实现高精度的气/液/电路连接.采用拉格朗日分析力学建立飞行器多体动力学模型,利用模态叠加法对碰撞过程柔性部件的变形进行描述,从而建立飞行器柔性对接动力学模型.多工况动力学仿真试验表面所设计的对接补加一体化机构可在0.25 m/s弱撞击速度范围,20 mm横向对接容差以及±5°角度容差范围内实现可靠对接.对接补加一体化装置完成样机研制,并在直线运动平台上完成对接性能和电路连接的多次试验,在专用补加系统上完成接口密封性和模拟推进剂传输试验.     

大型容器单轴双销铰链式大门机构设计与分析

大型卧式容器的铰链式大门机构在装配和长期使用过程中由于下沉变形会导致大门关不严,影响密封性能.针对某在建的大型真空羽流试验舱直径Φ5.5m的大门机构,首次提出了一种新颖的单轴双销铰链式大门机构方案,并对该机构的转动机构、限转装置和大门法兰底部的弹性支撑装置进行了全新的设计和分析,并通过有限元分析对该大门机构的强度进行了校核.有限元分析结果表明,大门合位移变形主要由大门重力引起的y方向位移贡献;在大门法兰底部施加弹性支撑时,铰链机构与大门法兰连接处的两个应力集中范围缩小、量值降低,并能保证大门合位移小于10mm.该大门机构的强度和刚度满足设计要求,对同尺寸的大门设计有重要借鉴意义.      

拒止环境下多弹协同导航及编队优化设计

针对拒止环境下的多弹编队协同导航问题,提出了一种基于协同导航的编队位置优化设计算法。建立编队协同导航框架和相对导航信息测量模型,并基于联邦式滤波算法进行协同导航解算;定义单弹和编队导航精度指标,建立编队位置分配优化模型,在给定高精度弹数量的前提下,利用遗传算法进行编队位置优化设计;在此基础上,在给定编队导航精度的前提下,对编队中高精度弹数量进行规划。仿真结果表明,该算法可以有效提高多弹编队的整体导航精度。     

一种试验数据处理软件设计

介绍了液体火箭发动机试验数据处理软件的开发过程和方法。软件是在综合数据采集系统硬件的基础上,以VB语言为基础结合试验中各类型参数处理算法和关系数据库技术而开发的,具有操作简便、功能齐全、效率高等特点。软件已成功应用于多次地面试验,取得良好效果。     

羽流效应地面模拟试验系统关键技术发展

叙述了羽流效应地面模拟试验系统由高空模拟试车台向真空试验系统发展的过程,指出引射原理的局限性和低温冷凝技术的适用性.介绍了应用低温冷凝技术建成的美国CHAFF-4(the collaborative high altitude flow facility-Ⅳ)系统和德国STG(Simulationsanlage für Treibstrahlenin G?ttingen)系统及中国首座大型羽流效应地面模拟试验系统——PES(the plume effects experimental system)系统.采用直接模拟蒙特卡罗DSMC (direct simulation Monte Carlo )方法对PES设备的内置式液氦深冷泵的抽气能力进行了数值模拟研究,结果表明无论有无羽流吸附泵时,2g/s级发动机点火时,内置式液氦深冷泵都能满足发动机出口截面后 ? 4m×5m范围内的背压小于10-3 Pa,羽流吸附泵能有效地阻止压缩波向喷管方向推进.