液体火箭发动机氧腔流动分析及均流板设计研究

采用Navier-Stokes方程数值模拟了某型火箭发动机推力室氧腔流动，计算分析了节流板表面的总、静压分布及其畸变指数。依据压力畸变提出了氧腔均流孔板改进方法，并通过多次分析-设计循环得到了新的均流板。最后对所设计的均流板进行了详细地计算分析和实验验证。分析和验证表明新设计的均流板使氧腔出口节流板表面压力畸变降低了30．4％，显著提高了氧腔压力均匀性，进而可以大大提高燃烧效率。     

惯性平台框架类结构件的试验模态分析

为了更好的设计和改善结构的动态特性，从而提高产品及工程的质量，应用结构动态分析和计算方法，针对某型号惯性平台框架类结构件进行了模态试验分析，得出了各结构件在0～2000Hz内的各阶固有频率和振型，并通过将试验模态分析的结果和有限元分析结果进行对比，对有限元建模和分析结果的正确性给予了验证。最后，文中提出了各框架结构件设计中存在的薄弱点和相应的优化措施，为今后结构的设计改进和动力学分析奠定了基础。     

基于损伤力学的概率疲劳曲线获取方法

文章基于损伤力学方法获得满足疲劳试验的损伤演化方程,推导出一般条件下的理论疲劳曲线以及相对应的理论中值疲劳曲线与理论理想疲劳曲线;然后根据试验数据即可确定理论疲劳曲线中的参量,从而获取疲劳曲线计算公式.通过此计算公式,可以方便地得到一组以初始损伤为参数的疲劳曲线族,继而得到以失效概率为参数的疲劳曲线族,大大降低了所需试验的数量,并为结构抗疲劳设计和寿命估算提供了依据.     

星用外露电缆线环境应力筛选(ESS)试验技术

为考察航天器外露电缆能否承受低于-140℃的温度,特别是温差近200℃的温度冲击,进行了星用外露电缆线的环境应力筛选(ESS)试验工作.针对此次试验任务紧的特点研制了功能齐全的具有温度冷、热冲击的基本功能、并可实现温度测量和数据采集自动控制、具备报警功能的专用设备.试验结果表明:该设备运行可靠,并且节省了70﹪的试验时间和80﹪的试验费用.     

0.1 kW微波等离子体推力器的试验与数值研究

主要对0.1 kW微波等离子体推力器进行了地面试验和数值模拟研究。试验研究分析了影响推力器效率的因素;数值研究通过采用SIMPLE方法求解了N-S方程和采用FDTD方法求解了M axwell方程,分析了影响谐振腔内等离子体参数的因素。结果表明,微波功率、工质种类和质量流率是影响谐振腔效率的主要因素,而等离子体参数则主要受微波功率的影响。     

基于线性回归近似替代模型的分布式卫星系统不确定性分析方法

分布式卫星系统在空间科学领域具有广泛的应用前景,同时也对概念设计阶段的分析工作提出了更高的要求.在分布式卫星系统概念设计阶段,评价不确定性参数对于最终探测效能的影响有着重要的工程应用价值.传统的不确定性分析方法存在解析困难、数值模拟计算效率低且耦合关系表征不明确的缺点.本文结合概念设计阶段不确定性分析的特点和需求,提出一种线性回归近似替代模型,将不确定性参数对于探测效能影响的结果计算降维为一个线性组合系数的求解问题.利用一个空间多点探测物理场分界面任务作为典型事例进行仿真验证,结果表明,相比传统数值模拟方法,本文方法在计算效率上具有明显优势且对关键不确定性参数有一定识别作用.     

超低轨道卫星应用离子电推进技术方案

低地球轨道大气环境对诸如科学探测和对地观测卫星的阻尼作用十分明显,而且阻尼随太阳和地磁活动以及昼夜、季节交替变化范围宽.为了保证卫星轨道精度或飞行状态满足任务要求,需要利用推进系统对卫星受到的阻尼进行实时或间歇式补偿以实现轨道或飞行状态的保持.针对轨道高度220～268 km的无拖曳飞行和轨道维持应用,基于卫星轨道阻尼...     

激光陀螺背向散射研究综述

背向散射直接影响激光陀螺的锁区,是阻碍激光陀螺精度提升的主要因素之一。首先,阐述了背向散射与锁区的联系,介绍了背向散射的成因、分类及分析方法。其次,简述了背向散射的检测方法和抑制措施。最后,对背向散射研究现状进行了总结,并对未来发展进行了探讨。研究成果可指导激光陀螺研制过程中的背向散射控制,有助于提升激光陀螺精度水平。     

超大口径环形天线包带展开过程动力学仿真

中间柔性包带是环形可展开天线的重要组成部分.中间包带拔销器解锁后,复材包带与环形桁架同步展开.因复材包带柔性较强,它会绕根部固定端进行回弹,因此展开过程存在金属接头和桁架上复材薄壁管件碰撞风险.随着天线口径增大,该风险会持续增大.基于柔性多体动力学理论对超大型口径环形可展开天线包带展开过程进行动力学建模仿真,并在此基础...     

热发射过程中发射箱蒙皮力学性能损伤与试验研究

文中选择大、中、小3种典型结构尺寸的发射箱,利用计算流体动力学（Computational fluid dynamics,CFD）仿真软件Fluent对发射箱蒙皮表面在导弹发射过程中的力、热环境进行了仿真分析。以铝合金材料为例,对发射箱蒙皮材料在燃气流环境中力学性能损伤情况进行了烧蚀试验研究。研究结果表明,随着烧蚀时间延长,铝合金材料力学性能损伤存在一个突变点,在1.5 s内下降不明显,但是当烧蚀时间延长至2.0 s时,力学性能急剧下降至0。该研究结果为铝合金发射箱轻量化设计、热防护设计和使用次数设计等提供了数据支撑。