航天器部件真空检漏试验管理系统的设计

航天器部件真空检漏试验管理系统是航天器件特殊环境试验管理系统的一个重要组成部分。文章根据航天器部件真空检漏试验管理的需求,结合软件设计开发流程规范,对试验技术流程进行了分析,设计出系统总体框架和功能模块:系统总体框架分为数据资源层、业务逻辑层和客户层;功能模块分为试验任务管理模块、个人任务管理模块、试验数据管理模块、试验归档管理模块、试验资源管理模块、基础配置管理模块和系统管理模块。该试验管理系统将使航天器部件真空检漏试验管理工作更加高效、合理。     

高速巡航导弹翼面结构热-振联合试验研究

由于高速巡航导弹飞行速度快、滞空时间长,在气动加热引起弹翼、整流罩和弹体等部件外表面温度升高的同时,还会伴随长时间的剧烈振动。气动加热产生的热环境会使材料和结构的弹性模量、刚度等力学性能发生明显变化,复杂的机动飞行过程又会使结构中出现较大的温度梯度,引起热应力场的改变,进而对导弹结构的固有振动特性带来严重的影响。以高速巡航导弹翼面结构为研究对象,进行了热环境下的翼面结构热-振联合试验,获得了不同温度条件下翼面结构固有频率等振动特性的变化规律,为巡航导弹弹翼结构在高速、热振动环境下的安全设计提供了可靠依据。     

高温燃气风洞加热特性仿真分析

提出了利用亚音速高温燃气流进行近空间高超飞行器热环境地面模拟的试验方案,在试验装置试验段,通过高温高速的燃气流引射低速的冷气流,达到仅使飞行器头锥驻点附近区域产生局部高温而其余头锥蒙皮表面低温的目的.对某型高超音速飞行器的头锥利用高温燃气进行加热并利用CFD(Computational Fluid Dynamics)方法对13种模拟工况进行了数值仿真分析.将数值模拟计算结果与飞行器在高超音速飞行状态下对应机体部位气动热的理论计算值进行了对比,证实了亚声速高温燃气热环境模拟方法的可行性,为高温燃气地面模拟设备技术方案论证提供了依据.      

空间微重力组合体及其控制

空间微重力组合体是绳系卫星系统的升级版,有更强大的功能和应用前景。可是在无控状态下,新旧两款系统的留位（系绳伸出长度不变）和回收（系绳回卷收缩）运动都不稳定,必须置入有效的控制算法才能使其稳定运行。从绳系卫星的简化动力学模型入手,抓住微重力和动态运动中的惯性力相互关系,推导出基础型和扩展型的距离速率控制算法,简明有效地抑制这些系统的不稳定运动和改进空间组合体在轨交会对接控制技术。该算法也可应用于有分布质量和弹性变形的连续系绳的动力学模型以及其他更复杂的绳系卫星（家族）系统的控制中。     

基于Ti/TiN薄膜传感器的飞机金属结构裂纹监测

针对飞机金属结构在服役过程中的裂纹实时监测需求,提出一种Ti/TiN导电薄膜与电位监测原理相结合的结构裂纹监测研究方案。首先,通过真空离子镀膜技术在结构易于出现裂纹的部位制备了Ti/TiN薄膜传感器。然后,进行了传感器膜层与2A12-T4铝合金基体的损伤一致性验证。结果表明,传感器与基体具有良好的损伤一致性。最后,进行了两组基于Ti/TiN薄膜传感器的裂纹监测试验,主要研究结构裂纹与传感器电位之间的相互关系,并对两组电位监测结果进行对比。结果表明,通过分析Ti/TiN薄膜传感器电位的变化可以实现对2A12-T4铝合金结构裂纹萌生和扩展进行实时监测,两组试验的电位监测结果具有良好的重复性。     

Computation of radiation environment during ground level enhancements 65, 69 and 70 at equatorial region and flight altitudes

The radiation environment in the troposphere of the Earth is governed by cosmic rays of galactic and solar origin. During major solar energetic particles events the radiation environment changes dramatically. As a results the risk of biological effects due to exposure to ionizing radiation of aircrew increases. Here we present a numerical model for computation of absorbed dose in air due to cosmic rays of galactic and solar origin. It is applied for computation of radiation environment at flight altitude in the equatorial region during several major ground level enhancements, namely GLE65 on 28 October 2003, GLE69 on 20 January 2005 and GLE70 on 13 December 2006. The model is based on a full Monte Carlo simulation of cosmic ray induced atmospheric cascade. The cascade simulation is carried out with CORSIKA 6.990 code with corresponding hadron generators FLUKA 2011 and QGSJET II. The contribution of different cascade components, namely electromagnetic, hadron and muon is explicitly obtained. The spectra of arriving solar energetic particles are calculated from ground level measurements with neutron monitors and satellite data from GOES. The obtained results are discussed.     

Space radiation environment in low earth orbit during influences from solar and geomagnetic events in December 2006

In low earth orbit, the SAA region is the dominant contributor to both proton environment and electron environment from the standpoint of radiation dose for spacecraft lifetime. However, the polar region and the horn region are sometimes strongly disturbed due to large solar and geomagnetic events. During large disturbances, enhancements in proton flux are measured in the polar region, which gives temporary more severe space radiation environment than that given in the SAA region. On the other hand, enhancements in electron flux are measured mainly in the horn region corresponding to the outer radiation belt, which are likely sources of high-energy electrons in the inner radiation belt. These short-term disturbances have another radiation hazard to spacecraft such as single event and electrostatic discharge.     

多舱段载人航天器CO2去除系统性能仿真分析

多舱段载人航天器通常由主控舱段利用舱间通风对组合体空气环境参数进行集中控制.利用Ecosimpro建立了一种多舱段载人航天器CO₂去除系统性能仿真分析模型,包括舱体模块、乘员模块、CO₂净化模块、舱间通风模块,并对三舱段载人航天器CO₂去除系统性能进行了计算分析.结果表明,当净化装置进风量为0.007 2 kg/s,非主控舱段驻留人数达到6人时,会造成非主控舱段CO₂分压超出700 Pa的指标上限.此时增大舱间通风量对降低非主控舱段CO₂分压的效果并不明显,有效的控制方式是增大净化装置进风量.当净化装置进风量增加至0.011 3 kg/s时,非主控舱段CO₂分压可降至700 Pa以下.该工作有助于加快载人航天器空气环境控制系统的设计和改进流程.     

新型变截面同心筒发射装置及其热环境气动原理研究

为了更好地改善同心筒导弹垂直发射装置工作时导弹所面临的热环境,分析了影响筒口处燃气温度的因素和出口燃气温度降低过程中的气体动力学原理,并首次从能量守恒的角度分析了以前科研人员在降低出口燃气温度方面所做的研究工作,解释了各种降温方案的原理。还提出了一种变截面同心筒的设计方案,即将同心筒内外筒的间隙设计成收缩-扩张形状（类似于拉瓦尔喷管）,利用此变截面同心筒对气流的加速作用来提高燃气的出流速度,以达到降低高温燃气温度的目的。文中用FLUENT对设计结构进行了二维数值模拟,验证了可行性,显示出此方案可在一定程度上改善导弹工作时的热环境。     

航天器真空热试验数据可视化系统设计与实现

针对航天器真空热试验测控数据处理现状和需求,通过引入三维数据可视化技术,设计了一种数据可视化系统。该系统运用Java 3D技术,通过虚拟场景设定,将真空热试验试件三维设计模型与热模型结合,实现温度数据—颜色映射,以云图形式显示测控数据,并实现与现有测控软件数据交互。典型试验结果表明:该可视化系统可以实时、真实、直观地显示试件在真空热试验过程中的温度变化情况,为试验过程中的实时温度监视和工况判读提供有效手段。