空间站柔性展开机构仿真方法研究

空间站展开机构是典型的大型多柔体系统,其展开收拢过程涉及非线性大变形以及接触碰撞问题。首先采用绝对节点坐标法作为柔性体的建模方法,建立了梁单元的有限元单元格式,然后基于拉格朗日方法和Hertz接触理论建立了考虑接触碰撞问题的柔性多体系统动力学方程,采用向后差分方法数值求解柔性多体系统的微分代数方程,最后以自由梁、简支梁和柔性单摆进行数学仿真验证。结果表明,该方法可用作我国空间站大型柔性太阳电池翼的设计分析参考。     

凝胶一甲基肼/四氧化二氮雾化特性试验研究

为了研究凝胶一甲基肼/四氧化二氮(MMH/NTO)的雾化特性,在单喷嘴矩形燃烧室内进行凝胶MMH/NTO喷雾燃烧过程的可视化试验研究。试验采用两股燃料撞击一股氧化剂(F-O-F)及两股氧化剂撞击一股燃料(O-F-O)的三股互击式喷嘴,试验时先关闭中间路推进剂,采用高速摄影观测了两侧推进剂90°自击雾化图像,随后观测了燃烧条件下凝胶MMH/NTO三股互击时液相推进剂的雾场阴影图像,通过图像处理,分析了喷嘴类型及射流速度对雾化锥角及破碎长度的影响。结果表明,凝胶NTO自击雾化时雾场以细小液滴为主,而凝胶MMH黏度较高,雾化较困难,自击雾化时雾场主要是液膜和液丝,故可推断燃烧条件下凝胶MMH/NTO液相推进剂雾场阴影图像里观察到液膜和液丝主要是凝胶MMH推进剂;与90°两股撞击喷嘴相比,F-O-F形式三股互击式喷嘴的能量利用率较低,采用F-O-F形式三股互击式喷嘴时凝胶MMH/NTO的雾化锥角小于凝胶MMH推进剂90°自击雾化;相对F-O-F形式三股互击式喷嘴,凝胶MMH/NTO采用O-F-O形式三股互击式喷嘴时的雾化锥角更大,破碎长度更短,故采用O-F-O形式三股互击式喷嘴时凝胶MMH/NTO的雾化性能更优。     

推进剂液位检测技术研究及仪器设计

通过对多种液位检测技术对比分析 ,提出一种利用超声波技术由储罐底部直接测量的方法 ,介绍了基于该方法的测量原理和仪器实现。此方法能够较好解决分界面明显的液位检测问题 ,但是对于一些气 -液界面模糊的介质的液位检测存在一定的问题 ,文中进行了分析并提出了一些可行性建议     

球锥贮箱微重力试验研究

用落塔试验和相似准则，在较宽邦德数（Ｂ０＝１３－１００）范围内给出球锥贮箱准静态试验结果；得同重力环境下的挤出效率；对上述贮箱，还取得了较标准的敢界面产筝形状及液体完成重要位全过程的图象和时间数据。可供自旋稳定卫星在微重力环境下，管理液体推进剂参考使用。     

NM/RDX/Nano-Al膏体推进剂特性研究

为进一步研发新型特种推进剂品种,向推进技术应用领域发展和延伸,开展了NM(硝基甲烷)/RDX/Nano-Al膏体推进剂配方研究,并对其能量、流变以及燃烧性能进行了分析。结果表明:采用最小自由能法估算膏体推进剂配方比冲为2674.2 N·s/kg;膏体推进剂流变行为遵循Herschel-Bulkley本构方程,在0~30℃范围内,假塑性指数n小于1,属于非牛顿假塑性流体,同时膏体推进剂具有明显的触变性以及蠕变-回复特性,在角频率为1Hz且低应力下(≤50Pa),膏体推进剂储能模量(G′)大于损耗模量(G′′),此时具有较稳定的三维网络结构;与含纳米铝热剂Nano-Al/Pb O双基系推进剂相比,膏体推进剂在10~15MPa压强范围内燃速较快,但在低压下未燃。     

环境湿度对HTPB推进剂力学性能的影响

实验研究了环境因素特别是湿度对高固体含量的ＡＰ／ＨＴＰＢ推进剂试样力学性能的影响，结果表明，湿度对力学性能尤其是高温力学性能影响显著。这种影响对大型固体发动机装药工艺中力学性能的预示准确度也带来影响，因而需要根据不同的季节合理调整固化参数。     

具有翼柱型装药和潜入喷管的固体发动机内流场计算

本文对具有翼柱型装和潜入喷管的固体火箭发动机燃烧室后部三维流场及喷管三维跨音速流场进行了数值计算，并研究了管潜入比对燃烧后部流场结构的影响。数值计算中以Ｂｅａｍ－Ｗａｒｍｉｎｇ提出的隐式近似因式分解方法为基础，引入介隐式和四阶显式人工粘性，当地时间上海工，隐式残值光顺，稳定因子，分区算法等技术，求解三维薄层Ｎ－Ｓ方程，得出了一些可供ＳＲＭ设计参考的结果，也为ＳＲＭ燃烧室－喷管三维流动一体化计算打下     

液体火箭推进剂贮存技术

针对液体火箭推进剂具有的腐蚀性，挥发性，吸湿性及毒性大的特点，提出了液体火箭推进剂的贮存技术及在贮存过程中的注意事项，为部队安全4有效地贮存液体火箭推进剂提供了可借鉴的技术措施，具有一定的应用价值。     

液体推进剂运输中常见事故的处理

根据液体火箭推进剂腐蚀性强、毒性大等特点，提出了液体火箭推进剂运输过程中应注意的事项，以各类常见事故的处理和人员中毒的防护与急救措施，以最大程度地保障液体火箭推进剂的运输安全。     

簇状卫星姿态控制方程的通用建模方法

当前卫星通常都由一个中心刚体和其他挠性附件构成，每个挠性附件都与中心刚体直接相连，组成了一个簇状的刚柔耦合的多体系统。随着挠性附件的数目的不同，卫星系统的拓扑构型也将有所不同。即使对于同一颗卫星而言，在展开过程的不同阶段，卫星系统具有不同的拓扑构型。本文利用柔性多体系统动力学的单向递推组集方法，提出了一套通用的解决方案，以推导具有不同拓扑构型的簇状卫星的姿态控制方程，得出了姿态控制方程的系数矩阵。