旋转固体火箭发动机飞行器章动不稳定机理述评

针对旋转固体火箭发动机发射小卫星最末级出现的章动现象,分析了其不稳定机理.根据实际观测的飞行数据,分析了飞行器章动不稳定性的特点,给出了几种可能导致飞行器发生侧向角运动的不稳定性机理,并结合实际情况,对各种机理进行了分析.结果显示,飞行器不稳定运动的主要原因是飞行器的质量变化、内部气流的非稳态流动与飞行器姿态运动的相互...     

空间环境用耐低温硅橡胶密封材料研究

文章介绍了国内外对耐低温硅橡胶的研究进展,并结合已在空间环境应用的6710耐低温硅橡胶的各项性能和密封试验验证结果,指出耐低温硅橡胶在卫星结构、飞船驱动机构、空间对接、飞船生保系统等空间领域中得到了广泛应用.随着空间站、深空探测等任务对更低温度密封需求的增加,需开展耐更低温度硅橡胶材料的研制及其在空间环境下的演化规律的...     

基于SVM和"嫦娥一号"数据的月球表面亮温分布

月球表面的微波辐射亮度温度分布与月表物质的物理化学和地理分布特性密切相关.为了分析月球表面微波辐射亮温的分布特点,利用支持向量机(SVM)方法对嫦娥一号(CE-1)绕月卫星搭载的微波辐射计获得的2C级亮温数据建立回归分析模型,并利用粒子群算法优化SVM回归模型,建立了月球表面不同地理位置的4个频率通道(3GHz,7.8GHz,19.35GHz,37GHz)的微波辐射亮温与时间的关系,获得了这4个频率的微波辐射亮温在月表很窄时间段的全球分布,因而显示出了更多的细节特征.最后对这些特征进行了描述并对影响月球表面亮温的因素进行了讨论.     

复合材料构件热压罐成型模具温度均匀性分析

热压罐固化中成型模具的温度分布对复合材料固化质量有显著影响,提高与构件直接接触的模具型面温度均匀性有利于改善内部温度梯度,减小固化变形,提高成型精度。本文以复合材料构件热压罐框架式成型模具为对象,应用有限元方法,分析模具温度的分布,研究模具支撑结构对型板表面温度均匀性的影响。研究表明,支撑板厚度越薄,温度均匀性越好,与进气风口平行方向的支撑板对温度均匀性的影响更为显著,因此可优先考虑增加与进气风口垂直方向支撑板厚度来增加模具刚度。在保持面积不变的前提下,改变散热孔的形状,发现菱形与圆形散热孔具有较强的抗变形能力,而方形散热孔使得型板表面温度分布更加均匀。通过控制散热孔的布局改变风道时,发现T型风道对于改善温度均匀性的效果最佳。     

高温存储对Sn-Pb-Ni凸点界面金属间化合物生长的影响

倒装焊工艺由于具有信号处理速度快、封装密度高、可靠性高等特点,已广泛应用于高密度集成电路封装工艺中。高可靠倒装焊器件的互连焊点通常采用10Sn90Pb等高铅焊料,该焊料具有剪切强度高、可靠性高等优点,但其熔点高、回流工艺窗口窄等特性给封装工艺带来一定难度,此外该焊料在高温存储环境的可靠性有待进一步提高。本文采用Ni元素对10Sn90Pb焊料进行改性,研究高温存储下Sn-Pb-Ni体系凸点的力学性能以及金属间化合物（Intermetallic compound,IMC）的生长演变规律,以此评估Ni元素对10Sn90Pb凸点可靠性的影响。主要结果如下：适量添加Ni元素可以细化10Sn90Pb焊点界面处IMC晶粒,降低高温存储条件下的IMC生长速度,但在一定程度上会降低凸点的剪切强度。0.05%~0.1%含量的Ni元素添加对10Sn90Pb凸点综合性能提升较为显著。     

用腐蚀损伤计算金属日历寿命的原理和模型

通过对金属腐蚀T-H曲线和温湿谱的腐蚀损伤研究,找到一种用腐蚀损伤计算金属日历寿命的原理和模型。这种计算金属日历寿命的模型,只要给出真实使用环境下的腐蚀T-H曲线和温湿谱,就可计算出金属真实使用日历寿命。通过对30CrMnSiA钢的日历寿命实例计算结果与真实环境下的腐蚀试验结果的比较得到,相对误差是17.5%,这说明该日历寿命计算模型和方法是有效的。     

低温燃气弹射内弹道影响因素的数值研究

针对某低温燃气式弹射装置,建立简化二次燃烧物理模型,采用重整化群k-ε湍流模型模拟流场流动、以有限速率/涡耗散燃烧模型模拟气相燃烧、以域动分层法动网格更新技术模拟导弹运动,数值分析得到了发射筒内载荷与内弹道特性.结果表明:在满足内弹道设计要求的条件下,燃气发生器喷管入口总温包络区间为0.538~1.231,且随着总温的增加,二次反应时间和导弹出筒时间减小,导弹出筒速度增加;发射筒内氧气质量分数包络区间为0.07~0.30,且随着氧气质量分数的增加,二次反应发生时间和导弹出筒时间提前,导弹出筒速度增加.研究结果可为低温燃气式弹射内弹道分析和结构设计提供理论基础.      

旋转涡轮叶片前缘热色液晶测温技术研究

建立了基于频闪拍照和液晶测温技术的旋转态全环涡轮叶片前缘外壁面温度场测量系统,研究了不同旋转状态下前缘外壁面温度场特性。实验结果表明:该系统能够获取旋转状态下全环涡轮叶片前缘外壁面温度分布,并具有足够的分辨率和精度;随着旋转数的增加,前缘气膜冷却效率整体呈下降趋势,且加剧了压力面和吸力面气膜冷却效率的不均衡。      

航空发动机进气支板电热防冰试验

为了研究电加热防冰的效果,开展了小型航空发动机进气支板的电加热防冰试验。结合该型号发动机进气支板的结构特点,设计了3种电热防冰加热布置方式,分别在支板沿轴向的不同位置采用1~3个电加热棒作为防冰热源。通过模拟不同的发动机进气结冰环境参数和电加热功率,在冰风洞中对3种电加热方式进行了防冰试验研究。通过布置在支板外表面的温度测点记录了防冰过程中支板表面的瞬态温度变化,分析了支板防冰过程中表面温度的变化特点。防冰试验研究了热源总功率、热源布置方式、液态水含量以及来流温度对支板防冰性能的影响。试验结果表明,合理的电加热方式可以取得较好的防冰效果,同时避免支板后部的溢流水结冰。     

壁温对隔离段激波串振荡的影响

为了探索存在换热条件下超燃冲压发动机隔离段内部的复杂流动机理,采用2阶精度的非定常数值模拟程序研究了壁温对隔离段内部激波串振荡特性的影响。结果表明:压力振荡曲线与激波串前缘位置之间存在紧密关系。此外,随着壁温升高,隔离段壁面压力振荡的频率减小、振幅增加。研究还发现,隔离段压力振荡标准差最大值位于激波串前缘激波及其与上下壁面边界层相互作的位置,而湍动能最大值则分布在分离区后侧剪切层区域内。