航天器轻量化多功能结构设计与制造技术研究进展

轻质多功能结构是航天器装备实现轻量化的重要技术途径,本文针对航天器轻量化多功能结构设计与制造技术进行概述,重点介绍了高承载三维点阵结构、热变形稳定结构、智能折展结构、分离解锁结构、电磁隐身结构、以及复合材料新型连接技术等方面的现状及发展趋势,浅析了航天器装备新型结构研制面临的关键技术问题.     

中美技术状态管理军用标准发展史和对比

为了借鉴美国技术状态管理军用标准先进经验,回顾了美国技术状态管理军用标准从无到有、从杂乱无序到协调一致、从单一军标到军民融合的发展历史,我国标准从《质量管理条例》到建立技术状态管理国军标的发展历史,以及国内技术状态管理标准的应用现状。通过对中美技术状态管理军用标准体系的对比,发现我国的标准体系的范围、深度、数量和质量相对美标还存在较大差距:国内标准以原则要求为主,缺少详细要求内容及实践指南类标准文件,未能适应数字化技术的发展,制定数据交换和互操作性标准。提出编写技术状态管理指南和手册文件,完善技术状态管理标准体系,并统一技术状态管理系统平台,建立符合我国国情的技术状态管理数字化环境的建议。     

雷暴云准静电场和夜间低电离层的电离

用点电荷模型计算雷暴云突然放电后形成的准静电场随高度的分布,以E/N(E为电场大小,N为大气密度)为输入参量,在一定条件下,对Boltzmann方程数值求解,计算电离层电子数密度的扰动.计算结果表明,在约70-90km之间,在约放电后的10ms内,准静电场大于中性大气的击穿电场,将引起大气的雪崩电离,从而引起夜间低电离层电子密度的显著增加,但这种电子密度的增加是短暂的,在很短的时间内就恢复到平静时的水平,恢复时间随高度的变化而不同.     

地球同步轨道相对论电子微分通量的动态预报模型

地球同步轨道区域充满能量高达MeV的高能电子,其对航天器威胁极大.电子微分通量预报有助于及时有效地预警高能电子事件,降低高能电子对航天器造成的危害.本文以此为背景提出了一种基于经验正交函数（EOF）方法的地球同步轨道相对论电子微分通量预报模型.该模型利用太阳风参数及地磁指数拟合后一天的电子通量EOF系数,结合EOF基函数给出后一天中大于2MeV电子微分通量预报.对2003年1月至2006年6月的样本测试结果表明,该模型可以重构出电子微分通量的真实变化,给出较好的5min微分通量预报,其平均预报效率达到67%左右.     

用非结构直角网格和欧拉方程计算飞机绕流

 采用八叉树结构 ,生成复杂外形绕流计算的非结构直角网格。物面附近用投影方法 ,使网格贴体。并将Jameson的有限体积法推广用于这种网格的欧拉方程计算。对歼击机模型的绕流计算表明 ,网格生成的机时花费很少 ,总体质量好 ,因而欧拉方程解算的收敛质量也好。     

基于闭环解析解的可重复使用运载器轨迹在线生成方法

The relationships between path constraints such as heating rate, dynamic pressure and aerodynamic load and velocity during entry flight are analyzed in  r-V  plane for an entry vehicle with mediate high lift to drag ratio. Through derivation and integration, a unified formula for path constraints is obtained in  r-V  plane. Based on the unified formula and several characteristics an analytical solution is obtained,and an online trajectory generation method is developed. In the method, the coupled longitudinal and lateral motion is considered, and can make the best use of flight capability and satisfy path constraints. Trajectory generation cases with different flight mission and downranges are tested. Simulation results demonstrate the capability and efficiency of the trajectory planning method in dealing with path constraints.     

空间站新型渐开弧面齿轮传动理论及试验研究

针对因空间站大型对日定向装置传动末端齿轮副尺寸大导致的中心距偏移及倾斜偏差问题,提出具有中心距可分性的新型渐开弧面齿轮,具备中心距补偿能力,有效解决末端齿轮传动中心距偏差问题;依据对末端传动指标要求及约束条件,采用渐开弧面齿轮传动技术对齿轮副进行设计、强度校核及仿真分析;设计并开展等比例方案下多套产品研制及多轮次齿轮副寿命试验研究工作,测试传动效率并观察齿轮齿面状态,以验证新型齿轮传动的中心距补偿能力及可行性。研究内容为大型传动机构齿轮副方案设计奠定基础,并为新型渐开弧面齿轮的研制提供参考。     

基于Matlab Simulink的弹道仿真方法

弹道仿真软件有助于飞航导弹武器飞行试验结果的分析与评定。为此,设计了基于Matlab Simulink的弹道仿真计算方法,建立了六自由度空间弹道数学模型,利用导弹相关的气动数据和控制参数测试了算法,实现了软件,仿真结果证明了该模型的准确性和可信度。     

启动过程推力器喷注管内推进剂流的温降

根据空间发动机的总体结构、环境特点和能量守恒原理,提出推进剂在推力器喷注管内流动降温的简化数理模型,研究启动时单元推进剂在推力器喷注管内的流动降温现象.耦合求解推进剂流和喷注管能量方程,可以获得单元推力器喷注管单推三流整体温度的沿程分布规律.用推进剂模拟液实际考察和验证推力器喷注管的流动特点和理论模型的计算结果,分析推进剂流速、喷注管长度和内径对推进剂流温度变化的影响,导出推进剂流前缘出口温度和这3个物理参量间的拟合关系式.研究结果对推力器的热控设计有参考价值.     

氢-氮电弧加热推力器运行参数与性能

采用氢气和氮气的摩尔比r在1.0~2.0范围的混合气体作为推进剂,实时检测电弧加热推力器运行中的弧电流、弧电压、入口压力、真空室压力、质量流量和喷口温度等工作参数,研究了比功率、r和质量流量对推力器产生的推力、比冲和推力效率的影响。实验结果表明,同时增加混合气体的质量流量和r能有效提高推力器的推力;较高的r能获得高的比冲和效率,尤其是比冲随着r的提高明显地单调上升。