液体推进剂在轨加注技术与加注方案

梳理了推进剂空间加注的关键技术,介绍了不同流体空间加注的系统组成与加注程序,提出了我国开展相关研究的思路.研究表明:①气液相分离是实现推进剂空间加注的基础,常温推进剂可采用挠性隔膜或叶片式贮箱实现气液分离,而金属网状膜通道式液体获取装置（LAD）在低温流体空间分离领域效果最佳;②低温推进剂空间加注需要结合空间热防护技术、蒸发量控制技术等;③常温推进剂采用排气型空间加注,低温推进剂采用无排气加注,且可借助热力学排气系统实现大充灌率加注;④我国可按照先常温后低温的思路开展研究,并充分借鉴现有实验平台与研究成果的支持.      

玻璃纤维增强铝锂合金层板单峰过载疲劳寿命性能对比研究

为了研究铝锂合金、纤维金属层板(玻璃纤维增强铝锂合金2/1层板及3/2层板)材料不同加载下的疲劳寿命性能特点,对每种材料进行疲劳寿命试验。通过对每种材料试样施加不同循环特征的循环应力(恒幅循环应力(应力比R=0.06)、单峰拉伸过载、单峰压缩过载),共获得了9种应力-寿命试验数据。使用样本信息聚集原理,拟合出了各材料的P-S-N曲线。通过比较相同材料不同加载方式及相同加载方式不同材料下S-N曲线的差异,结果表明:拉伸过载下3种材料均表现出过载迟滞效应;压缩过载下合金材料表现出加速破坏效应,层板材料表现出一定的延迟效应;不同结构层板之间疲劳性能的优劣与其所受远程应力的大小有一定关系。     

高超声速飞行器热环境与结构传热的多场耦合数值研究

为了准确预测高超声速飞行器面临的严峻气动热/力环境以及结构的热力响应,发展了高超声速流动与结构传热耦合框架。采用分区求解方法,通过耦合界面的实时数据传递,实现了基于Navier-Stokes方程的高超声速化学非平衡计算流体力学（CFD）求解器与结构的热力全耦合有限元法（FEM）求解器的多场耦合计算,建立了高超声速飞行器的多场耦合数值分析方法。首先对经典高超声速圆柱绕流实验进行了耦合计算,结果与实验值吻合良好。然后针对典型的超高温陶瓷（UHTC）材料的耦合传热问题进行了数值研究,考虑热传导效应对气动热环境和结构热响应预测的影响,结果表明对于复杂外形且热导率相对较高的UHTC材料,结构内部热传导对热环境和表面温度分布的影响不可忽略。最后针对UHTC材料热物性（比热和热导率）非线性对高超声速流动传热过程的影响进行了研究,结果表明当比热和热导率处于合理的误差范围内时,材料表面温度响应对其变化并不敏感。     

离子推力器空心阴极分区均布模型研究

为了研究空心阴极结构尺寸和工况参数对放电性能的影响规律,基于发射体区和孔腔区等离子体参数均布假设,建立了一种不依赖试验和经验参数的适用于节流型空心阴极的分区均布数学模型。以LHC-5L空心阴极为算例,仿真结果与空心阴极试验结果对比表明,当输入参数在一定范围之内,计算所得放电电压误差优于20%,发射体温度误差优于15%,放电电压等参数随放电电流、工质流率、关键结构尺寸的变化趋势与试验结果基本一致,证明该模型可以用于预测空心阴极放电性能,为空心阴极结构参数选择和设计优化提供依据。     

一种基于适配器模式的惯导软件设计方法

随着软件任务的不断增多,传统的软件设计开发和维护模式已无法满足日益增长的任务要求,亟待进一步提高软件的复用程度。针对惯导系统软件接口设计,提出了一种基于适配器模式的惯导软件设计方法。该方法采用动多态适配器和静多态适配器技术,提高了软件开发效率,接口的定义灵活可靠,解决了软件开发过程中面临的可扩展性差、可重用性差、难于维护等问题。     

涡桨发动机安装节拉杆系统力学分析

基于涡轮螺旋桨发动机安装节拉杆系统,对各拉杆的受力状态进行分析,推导拉杆系统力学方程,并得到拉杆之间的力学关系,结果显示各拉杆所受拉力比值为常数,该常数仅取决于拉杆的尺寸、安装角度、材料参数等。基于ANSYS Workbench建立拉杆系统有限元模型,对该系统进行静力学分析得到拉杆应变随拉力的变化关系,并得到不同拉杆拉力之间的关系,数值仿真结果与理论分析结论相互印证。为基于安装节拉杆的涡桨发动机飞行拉力测量奠定技术基础。     

阳极氧化膜厚度对TB8钛合金表面特性及其粘结性能的影响

采用以酒石酸钠为主盐的电解体系对TB8钛合金进行阳极氧化,研究阳极氧化膜厚度对TB8钛合金表面特性及其与环氧树脂粘结性能的影响。采用SEM、XRD和EDS分析了阳极氧化膜的微观形貌和晶体结构,采用角接触测量仪和三维视频显微镜分别对阳极氧化膜的表面润湿性和粗糙度进行测量。研究了不同厚度TB8钛合金阳极氧化膜的粘结性能与表面形貌、相组成、润湿性及粗糙度的关系。结果表明:采用以酒石酸钠为主盐的电解体系对TB8钛合金进行阳极氧化处理,氧化时间为15 min,电压为1~30 V时,能够在钛合金表面形成一层1~4μm厚的阳极氧化膜;氧化膜主要由金红石型和锐钛型TiO₂混合晶体组成,其表面具有微纳多孔的粗糙结构;随着厚度的增加,阳极氧化膜对水的润湿性能逐渐增强。当氧化膜厚度为3μm时,可获得最大粘结强度为19.6 MPa,相对于母材提高了88.5%,同时,水接触角为43.2°,相对于其母材减少了56.1%;粗糙度为2.14μm,相对于母材提高了137.8%。     

热防护设计分析技术发展中的新概念与新趋势

热防护材料/结构是实现临近空间飞行器高速飞行的一项关键技术,近年来一些新的设计与分析方法不断涌现。本文对这些新的设计与分析方法进行了论述,综合分析后可以看出:热防护材料设计开始从原子、分子尺度出发,根据使用需求设计材料,并发展主动防护与控制环境技术;热防护结构设计在原有防热/承载一体化设计基础上,向多元化以及多功能一体化方向发展,同时积极发展新机制热防护概念设计;热防护分析方法更加注重复杂真实服役状态下多尺度、多物理场及非确定性的精细化分析。这些新概念和新技术有望给热防护技术带来革命性的进步。     

惯性制导火箭橇试验橇体结构减振隔振设计

主要针对惯性制导火箭橇试验中惯性测量装置力学环境要求严格的难题, 提出采用斜劈面外形控制和发动机斜置的方式对火箭橇系统进行减振处理,对减振平台 施加柔性预紧力的方式进行隔振处理,有效控制惯性测量装置在火箭橇运行过程中所处 的加速度环境。通过模拟仿真与试验验证,该方法有效地将惯性制导段切向加速度控制 在3g 以下,竖向加速度控制在4g 以下,大幅度减小试验过程中切向和竖向振动值。为 以后惯性制导火箭橇试验力学环境控制提供重要支撑。     

TC4钛合金扩散焊接头的力学性能

在温度为910℃,压力为3.4MPa条件下对TC4钛合金板材进行了扩散焊接,对获得的扩散焊接头取样进行金相观察,仅在接近接头表面材料深度为1mm范围内发现未焊合缺陷,其余部分焊合较好,表明在给定工艺下可获得质量良好的焊接头.随后对TC4扩散焊接头的力学性能进行了试验研究,分别开展了静拉伸试验、断裂韧性试验及焊缝附近区域的纳米压痕试验.试验结果表明,所制得的TC4扩散焊接头屈服强度为887MPa,抗拉强度为948MPa,断裂韧性为101.9MPa·m1/2,均与原材料的性能相差不大.纳米压痕试验的结果显示,接头焊缝区和母材区的显微弹性模量分别为180.2GPa和178.0GPa.