2024-T3铝合金孔板高低周复合疲劳试验研究

对2034-T3铝合金孔板试件进行了高低周复合疲劳性能试验,研究高低周循环次数比对复合疲劳寿命的影响,建立了高低周循环次数和应力幅比与高低周复合疲劳寿命之间的关系式,并对现有损伤累积模型的适用性进行了分析讨论。试验和分析结果表明：随着高低周循环次数增大,复合疲劳寿命有显著的降低,复合疲劳寿命与高低周循环次数比呈对数线性关系。现有的累积损伤准则对试验结果的预测偏于危险,非线性累积损伤准则优于线性累积损伤准则。     

ZL205A合金舱体低压工艺设计及数值仿真应用

针对某ZL205A合金舱体铸件壁薄难充型、壁厚差异大、易产生裂纹等特点,设计了低压底注式浇注工艺。采用立筒缝隙式浇注系统分配充型过程中合金的流量,局部厚大部位放置成形冷铁加快该部位的冷却速度,以控制铸造缺陷的产生。利用ProCast数值仿真软件对工艺进行仿真计算,成功预测了缺陷的产生位置,对工艺方案进行优化,包括倒角过渡、改变型砂使用等,并在优化方案的基础上浇注了舱体铸件,铸件质量良好,没有缩松、缩孔、裂纹等缺陷,符合相关技术要求。     

面向下一代运载火箭的综合电子系统集成技术

介绍了面向下一代运载火箭分布式模块化电子系统(DIMA)的集成技术及系统架构。针对下一代运载火箭复杂电子系统的特点,按照系统集成的路线,对系统设计目标、系统功能需求分析、系统抽象机制、系统综合技术等多方面进行论述。首先,根据电气系统功能获得系统需求,采用功能抽象和层次抽象定义系统抽象模型,提取出高内聚低耦合的原子功能模块,并对模块的属性、交换关系、时序约束关系等进行定义;然后采用可视化表征方法对系统进行深入分析,利用系统综合技术实现了从系统功能到硬件资源的映射,从而给出了集成控制单元和模块的种类;随后采用分时分区的设计理念对系统节点分区划分方案及容错架构进行了定义,并对分区操作系统的调度模型和交换式的数据交互网络进行了论述,最终给出了系统软硬件架构。     

高空飞行环境中液体运载火箭底部热环境研究

采用数值模拟和飞行测试验证相结合的方法对液体运载火箭高空对流/辐射耦合换热问题开展系统深入研究。基于燃气多组分输运Navier-Stokes方程、热辐射方程、Realizable k-ε两方程湍流模型,建立了高空含自由流的运载火箭燃气喷流流动模型。辐射模型采用离散坐标法(DOM),空间离散采用二阶迎风TVD格式,对多个典型飞行高度火箭底部热流进行大型并行计算,将数值结果与试验数据进行广泛对比,验证了计算模型的精度和有效性。数值研究表明,火箭底部辐射热流在刚起飞阶段达到最大值,随着飞行高度上升,辐射热流逐渐降低,火箭底部对流热流表现为先升高后降低的趋势,并在20 km高空达到峰值。本文的预测分析方法对液体运载火箭底部热防护设计具有重要的理论意义和工程应用价值。     

运载火箭主动段自适应增广控制

针对运载火箭上升段在复杂飞行环境、大不确定性干扰和振动等因素的影响下,传统PID控制方法难以满足高品质控制需求的问题,进行了自适应增广控制(AAC)方法研究,以实现对运载火箭姿态的精确控制。在深入分析自适应增广控制系统整体构架的基础上,通过标称PID控制器设计与基于粒子群优化(PSO)的数字滤波器设计实现了刚体控制及对弹性振动的抑制;继而针对大范围干扰、不确定性和由于滤波器切换产生的弹性振动影响,设计了在线调整算法自适应调节PID控制增益,并对其工作机理与参数设计原则进行研究;然后设计干扰补偿回路和主动减载回路以减小内外扰动、弹性振动和风载荷影响;最后在弹性振动、风干扰和参数不确定性等因素同时作用的状态下进行仿真分析,验证了自适应增广控制系统能够有效应对运载火箭主动段复杂飞行环境的影响,大幅度提升综合控制性能,具有理论研究意义与工程应用价值。     

航天铝合金深腔零件整体成形预制坯优化设计

提出航天铝合金深腔零件整体成形方法,开展预制坯优化设计。对比分析直筒和变径筒两种预制筒坯结构变形规律,数值模拟研究了底部圆角对开口球形件液压成形的影响规律。以直径D=450 mm的球形整体零件为验证对象,进行底部圆角r=60 mm的变径筒形件的液压成形试验验证。结果表明:直筒坯液压成形时,赤道位置发生破裂;变径筒坯液压成形时,当胀形压力为16 MPa即发生贴模;液压成形时,筒端口自适应补料,所以上半球的壁厚分布均匀;随着底部圆角越大,筒底部减薄越小,筒壁厚越均匀;当底部圆角为r=60 mm时,开口球壳赤道位置壁厚减薄最严重,减薄率为11.1%,球底部减薄率为9.8%,开口球壳上半球壁厚差为0.17 mm,下半球壁厚差为0.43 mm。     

运载火箭尾段防热/承载一体化热防护系统设计及性能分析

先进热防护技术是可重复使用运载火箭研制的关键技术之一,具有高结构效率的防热/承载一体化热防护系统是运载火箭极具潜力的备选热防护方案。本文系统地总结了可重复使用运载火箭尾舱段防热和承载两方面的设计要求,设计了一种全复合材料防隔热/承载一体化热防护系统。开展了运载火箭尾段一体化热防护系统设计,进行了代表性单胞结构的高温环境地面试验,揭示了复合材料一体化热防护系统的防隔热机理。同时施加力学和热流载荷,利用有限元方法对运载火箭尾段进行了热力耦合分析,获得了尾段结构的温度场、应变场和应力场。结果表明:在典型载荷工况下一体化热防护系统内壁温度保持在89.2℃以下,内部最大应力不超过9.53 MPa,安全系数达到1.89。     

基于GNSS掩星资料的风云卫星微波载荷产品质量验证与分析

聚焦新一代国产极轨气象卫星微波载荷和全球导航卫星系统(GNSS)掩星临边观测的探测机理,及其各自仪器的性能指标和在轨运行的特点,利用2019年1月1日到12月31日的全球数据,开展基于GNSS掩星资料的风云气象卫星微波观测亮温对比和反演廓线产品质量检验研究。在匹配数据时间分辨率为30 min和经纬度分辨率为0.5°的情况下,亮温偏差小于5 K,大气温湿度探测精度分别为1.92 K和22.8%,同时分析了2019年青藏高原地区大气温湿度的时空分布规律。结果表明:风云气象卫星微波辐射计具有全球全天候探测大气温湿度的功能,在近地面具有丰富的反演数据,而对于GNSS掩星探测资料,3 km以上探测精度优于微波湿度计,近地面数据较少,两者联合,既可以互相补充和验证,又能以青藏高原为例,分析长时间序列气象和气候数据,为后续的气候研究提供基础数据集。     

膨胀循环发动机推力室传热优化

针对膨胀循环发动机推力室身部燃气侧的内壁增强换热结构和冷却剂侧的冷却通道结构这两个影响推力室身部换热最关键的结构分别进行多种结构下的数值模拟对比。通过分析各结构的模拟结果,得到了能够合理提高推力室身部换热能力的内壁加肋结构和圆柱段冷却通道深宽比的结构特征。     

凹腔前后缘圆弧对流场干扰的数值研究

基于两方程k-ωSST模型,对不同半径前后缘圆弧凹腔构型的超声速流场进行了二维仿真,获得了相应的流场特征参数。结果表明,与直角前后缘相比,采用圆弧构型时凹腔后壁的激波得到增强;随着圆弧半径的增加,凹腔内部的速度有所增大,而温度、涡量则呈递减趋势,从稳焰、助燃的角度看,后壁上端压力增大可以促进质量交换,同时降低回流区温度。综合考虑凹腔的稳焰和助燃作用,提出了一个适当的圆弧半径范围。