航天器帆板温度受火星热流的影响分析

火星热流对环火轨道航天器的太阳帆板温度有较大的影响.本文建立了火星反照率的数学模型,分析了火星红外辐射和反照热流变化时,太阳帆板在近火弧段和远火弧段阴影期各自的温度变化规律.研究表明,在不同的轨道高度下,火星红外辐射和反照热流对帆板的影响各不相同,存在一个帆板温度受较大影响的临界轨道高度.当轨道高度小于此临界轨道高度,...     

轨道分子屏极高真空实验室设计技术研究

给出了一种新型的近地轨道极高真空分子屏实验室设计。作者计算了可变翼分子屏周围大气分子的入射及散射、分子屏材料放气在屏内的分子数流密度。通过调整分子屏的翼角,分子屏内的压力可以达到10-12Pa。计算结果指出:在近地轨道选择合适的分子屏参数,可以在极高真空环境下加工超纯材料。     

Panel/full-span free-wake coupled method for unsteady aerodynamics of helicopter rotor blade

A full-span free-wake method is coupled with an unsteady panel method to accurately predict the unsteady aerodynamics of helicopter rotor blades in hover and forward flight. The unsteady potential-based panel method is used to consider aerodynamics of finite thickness multi-bladed rotors, and the full-span free-wake method is applied to simulating dynamics of rotor wake. These methods are tightly coupled through trailing-edge Kutta condition and by converting doublet-wake panels to full-span vortex filaments. A velocity-field integration technique is also adopted to overcome singularity problem during the interaction between the rotor wake and blades. Helicopter rotors including Caradonna-Tung, UH-60A, and AH-1G rotors, are simulated in hover and forward flight to validate the accuracy of this approach. The predicted aerodynamic loads of rotor blades agree well with available measured data and computational fluid dynamics (CFD) results, and the unsteady dynamics of rotor wake is also well simulated. Compared to CFD, the present method obtains accurate results more efficiently and is suitable to rotorcraft aeroelastic analysis.     

舰载机机身加筋壁板屈曲疲劳试验

舰载机弹射起飞和拦阻着舰的张力场屈曲波在机身壁板上产生附加的拉伸或弯曲应力,从而显著降低结构疲劳强度、改变疲劳破坏部位。以张力场梁形式的三点弯曲试验开展了反复屈曲下的疲劳特性研究。通过疲劳试验测得的临界屈曲载荷与按工程张力场理论得到的临界屈曲载荷对比,吻合较好。根据3级不同载荷水平下的疲劳试验结果,给出了张力场梁屈曲疲劳试件的无量纲载荷比-寿命曲线及载荷比-张力场系数曲线。根据张力场系数与载荷关系、载荷寿命曲线及飞机寿命指标可控制张力场的严酷程度来开展机身壁板轻量化设计。本项工作为舰载机机身壁板在弹射起飞和拦阻着舰过程中的反复屈曲疲劳问题评定积累了数据。     

原子氧与真空紫外线协同效应对有机涂层的降解作用

为研究真空紫外与原子氧的协同作用,进行了环氧树脂和有机硅树脂的原子氧/真空紫外交互的地面模拟实验,结果表明:在交互作用中,对有机涂层破坏的主导因素是原子氧,真空紫外线起到协同作用,在切断有机高分子材料化学键的同时,为原子氧提供了反应基,加速了原子氧的反应速率.对比真空紫外辐照和原子氧/真空紫外交互实验结果分析中可以发现,有机硅树脂是较好的耐真空紫外辐射和原子氧侵蚀的有机涂层材料.     

厚蒙皮“T”形整体壁板强度设计

基于《飞机设计手册》中整体壁板的设计方法,在最佳设计面积比的情况下,可以得到较高的结构承载能力,但是蒙皮与长桁分离面的确定给实际设计工作造成很大障碍。本文针对这一问题开展了相关的研究工作,对蒙皮厚度在4～6 mm范围内的"T"形整体壁板,给定分离面位置,在结构质量一定的条件下以最大失稳载荷为设计目标,得到蒙皮与长桁的最佳设计面积比。以此面积比设计的厚蒙皮"T"形整体壁板其承受轴压载荷的能力最强。     

一种可扩展的末制导雷达通用检测系统

介绍了采用ＩＥＥＥ－４８８总线标准实现的末制导雷达通用检测系统,概述了其硬件的组成和系统特点。并针对末制导雷达的测试规程和要求,阐述了软件系统的模块化设计思想,介绍了采用虚拟面板和虚拟仪器技术的ＡＴＥ软件设计方法。     

人-船-服热真空联合试验技术

人-船-服热真空联合试验对于保证航天员的安全和飞行任务的成功非常重要.航天员可通过试验熟悉空间环境、增强心理承受力,通过试验还可暴露出载人飞船在设计、研制和制造过程中的缺陷.而试验的成功则与完善的地面试验设施、正确的试验技术、详细的试验大纲、合理的技术规范和试验程序密切相关.文章主要介绍了在KM6大型空间环境模拟设备中进行的人-船-服热真空联合试验,包括3个试验方案、潜在的安全问题的分析及相关对策、安全系统的介绍,详细介绍了设备的主要技术规范和10个主要的分系统:真空容器、液氮分系统、气氮分系统、复压分系统、环境控制分系统、热流模拟分系统、通讯控制分系统和消防分系统等.     

蜂窝夹层板强度分析模型对比研究

在蜂窝夹层板强度设计中,为了降低计算成本,并得到准确的计算结果,需要对蜂窝夹层板进行有效的等效建模。以简化的仪器安装板为例,对比研究了等效板、三明治夹芯板、三明治实体夹芯板和蜂窝体夹芯板4种强度分析模型,并基于蜂窝体夹芯板计算模型,对4种强度分析模型下的变形、应力和频率计算结果分别进行了对比研究,得到计算精度、适用范围等工程结论,同时形成相关软件应用界面,指导飞行器结构设计。     

跨流区超低轨航天器快速气动力计算方法

超低轨飞行器常工作在过渡流区中,过渡流区中气动特性多变,建模困难,目前缺少较好的快速气动力计算方法。在面元法的基础上,提出了设计迎风单元筛选算法与logistics-log桥函数,对连续流区与自由流区结果进行加权,实现超低轨卫星的气动力估算。在方法验证中,对圆柱与钝头双楔体在宽努森数(Kn)范围下的气动力进行测算,发现结果与直接模拟蒙特卡洛法(DSMC)数据一致。对典型超低轨飞行器地球重力场和海洋环流探测卫星(GOCE)的气动力进行分析,发现GOCE随着姿态变化阻力变化明显,需要舵面或陀螺仪进行姿态控制;在不同高度下的阻力量级变化大,在超低轨运行时需要动力系统维持高度。