一种基于Al_(2)O_(3)/SiC气凝胶的热防护系统隔热性能研究

飞行器再入大气层时,高速气流的冲刷作用会在其表面产生极高热流密度和压力,这种双重载荷可能对飞行器的结构材料造成严重的热损伤,甚至导致飞行事故。针对该问题,文章设计了以Al_(2)O_(3)/SiC复合气凝胶作为隔热层的轻质三明治结构热防护系统,并通过氧−乙炔烧蚀试验对典型高温条件下该热防护系统的隔热性能进行测试,结果显示:热防护系统的线烧蚀率和质量烧蚀率随隔热层厚度的增加而逐渐减小,当系统厚度为14 mm时,线烧蚀率和质量烧蚀率分别为0.0019 mm·s^(-1)和0.0031 g·s^(-1),且烧蚀形貌整体性较好,说明热防护系统具有优异的隔热及力学性能。同时,通过有限元仿真方法对热防护系统进行热力耦合分析,对烧蚀试验结果进行了验证。

面向月球基地的自循环热管理及发电系统研究

针对月球基地热管理需求,根据月面热环境特点,设计了一种面向月球基地的新型自循环热管理及发电系统。系统将有机朗肯循环(ORC)和喷射制冷循环(ERC)相结合,以仪器设备散热和太阳能或核能废热为热源,以外部冷背景为冷源,系统内一部分的工质吸收热源,通过有机朗肯循环发电,另一部分工质通过蒸发器吸收航天员日常工作环境中的热量,为航天服和科学研究提供冷量。系统不需要外部电力,可以独立运行,实现发电与制冷。经分析模型计算,在满足月球基地热量收集、传输和排散的基础上,可以实现最大废热制冷率40%以上,总废热利用效率50%以上.

航天器出舱过闸压控系统设计研究

过闸压控是平衡舱内外压力,实现物资或人员在航天器舱内外转移的必须步骤。出舱过闸降压和返回过闸复压是过闸压控系统的两个主要功能。出舱过闸降压的方法包括排气泄压和储气降压等,排气泄压方法的控制设备简单,但是排气过程中需要消耗气体资源;储气降压方法需要配置抽气设备,但是可以有效节约气体。返回复压的方法包括供气复压和舱间复压等,可根据泄压模式配合使用。本文从理论上分析了航天器过闸压控的过程,提供了过闸压控系统设计的几种技术方案。单舱段飞行器适合采用排气泄压配合供气复压的模式,多舱段飞行器适合采用储气降压配合舱间复压的模式。根据具体任务需求,还可以采用两种模式复合的方案。

OKR目标管理及其在航天企业办公室业务升级中的创新应用--以航天研究所为例

加速建设航天强国、加速实现科技自立自强对航天企业办公室提升决策支持和高效服务保障能力提出了更高要求。以此为背景,文章介绍了上海宇航系统工程研究所办公室以OKR目标管理法指导管理创新的一系列探索与实践,探讨了OKR目标管理法的核心原则与要求,深入剖析了航天企业办公室业务的现状与存在的问题,并针对性地给出航天研究所管理创新的可行性思路与方法。实践表明,OKR目标管理法有力推动了办公室业务定位的转型升级和管理效率的提升。

变过载下液氧贮箱内流体晃动与压力瞬变仿真研究

运载火箭发动机空间关机后,液氧贮箱沿轴向的过载力迅速衰减,在径向过载力扰动下,可能导致箱内液氧大幅晃动及贮箱压力衰减。由此,本文建立了三维过载力瞬变工况下低温推进剂贮箱晃动仿真模型,且在模型中考虑了气枕、液相、金属壁之间的热质传递作用。对比分析了防晃结构以及气枕气体组分对箱内流体扰动与压力衰减的影响。研究结果表明:在轴向过载力降低后,径向过载力会造成箱内液氧大范围晃动,对比无防晃结构贮箱条件,水平与十字防晃板相结合的方式能够显著降低推进剂的晃动幅度,即十字隔板贮箱和全结构贮箱压降为0.141 MPa和0.137 MPa,降低23.8%和25.9%。晃动过程贮箱压力的衰减同时受气枕平均温度降低、气枕气体冷凝效应影响。当气枕存在氦气时,气枕的冷凝效应降低,造成压力降低速率减小。气枕为纯氦气或75%氦气工况下,贮箱的压降幅值约为0.047 MPa,小于纯氧气条件。所构建三维模型可指导低温贮箱空间流体管理、重复使用运载器返回过程推进剂流体管理等工程设计。

运载火箭三大系统优化设计的研究

随着航空航天技术的不断提高和经济社会的进步,运载火箭在现代科技和国家安全中扮演着越来越重要的角色,而其中的三大系统——动力系统、控制系统、热防护系统的优化设计,对火箭的性能、可靠性和运行安全具有重要意义。因此,本论文旨在通过系统研究火箭的三大系统优化设计方法,进一步提高火箭技术的发展水平,满足国家航空航天事业的需要。

大流量高性能液压系统的若干关键技术研究

为了达到良好的运动模拟效果并满足系统的控制精度要求,讨论了精确控制油温、降低油液中的气体含量、在线测量油液的弹性模量以及保持供油压力的稳定等关键技术及应用问题.在对接机构综合试验台液压驱动系统上进行了实验研究.实验结果表明,所采用的比例水阀控制油温的方法可以实现油温的精确控制,封闭系统在线抽真空除气的方法可以有效提高油液的弹性模量.

航天管路系统波纹补偿器的设计及试验研究

航天管路系统中需要应用波纹补偿器进行软连接,波纹补偿器承受着温度、压力及位移补偿等载荷,需要对补偿器的设计及试验方法进行深入研究。文中对航天管路系统用DN30波纹补偿器进行工程设计和数值模拟分析,研究它的极限承压能力和疲劳寿命,并将结果同试验数据对比,以验证其设计精度。结果表明,有限元法的计算精度优于工程设计方法。在产品设计过程中,把有限元仿真分析、工程设计和试验有机结合在一起,能够显著提高设计精度和产品可靠性。

运载火箭自动对接连接器液压系统研究

运载火箭自动对接连接器主要应用于其发射前的燃料加注过程。以自动对接连接器的液压系统为研究对象,在AMESim环境中建立相应的液压系统模型,对相关参数进行了初始化设置。针对液压缸活塞杆运动过程,对液压系统模型进行了仿真研究,得到了液压缸进出油口的流量、压力指标,明确液压系统的工作状态。仿真结果表明:经过优化后系统响应速度较快,运动过程比较平稳,在实际工程应用领域能够满足性能要求,为整个液压系统后续优化设计打下基础。

驱动激励下的柔性太阳翼系统振动及抑制研究

针对太阳翼驱动机构不平稳激励所引起的系统振动问题,分析了驱动激励下柔性太阳翼系统振动响应,发现刚柔耦合作用会大大增强系统在驱动作用下的微弱振动。指出旋转运动控制是太阳翼系统振动控制的关键,提出了一种在驱动机构与太阳翼之间安装旋转磁流变阻尼器的系统振动抑制方案,以振动干扰抑制为控制目标。运用PID算法计算旋转运动控制的阻尼力矩需求,定量地研究了旋转振动控制对柔性太阳翼系统振动抑制效果。仿真结果表明:旋转振动控制能使系统振动的干扰力矩衰减达89%,有效抑制驱动激励下的太阳翼系统振动,对提高航天器的运行稳定性及定位精度具有重要意义。

新型举国体制下复杂重大工程创新研究--基于创新生态理论的视角

新型举国体制以现代化重大工程为战略抓手,是重大工程科技创新的重要法宝。重大工程具有参与主体多元、多学科交叉融合、产业链长、建设周期长、技术复杂度高、知识关联性强、安全和质量标准高等特性,具备生态系统的典型特征,即复杂性、交融性和动态演化,基于创新生态理论视角研究复杂重大工程创新对重大工程的实施具有重要理论意义和现实价值。对复杂重大工程创新生态系统的内涵及构成进行解析,侧重探讨创新主体之间的依赖和演变关系,突出大型央企核心引领者和平台建设者的角色定位,强调以"共赢"理念为核心,制定发展战略和提升创新能力策略,以提升大型央企的资源整合和协同推进等能力。在新型举国体制下,探索提出大型央企需顺应新兴技术发展方向,协同生态系统中的配套主体共同创新实现生态系统整体跃迁,优化重大工程平台,推动复杂重大工程高质量发展。

位置伺服转台系统双回路控制方法研究

以提升位置伺服转台的性能为目标,分析了分别基于速度和加速度内回路的两种双回路控制下位置伺服转台系统抗干扰性能的差异,得到了两种控制方法在外回路性能相同时抗干扰性能等价的结论。在此基础上,结合经典频域控制和现代滑模控制方法设计了基于速度和位置的双回路控制器,并最终在位置伺服转台系统中进行了实验。与单位置回路滑模控制器和传统频域双回路控制器的对比结果,验证了所设计的双回路控制器在抗扰性能和鲁棒性方面的优越性。

火箭燃料贮箱热力学排气系统控压性能仿真研究

本文介绍了低温推进剂在轨管理中热力学排气系统(thermodynamic venting system,TVS)的构成及工作原理。基于VOF模型,编写用户自定义程序考虑箱内存在的热质传递现象,采用CFD模拟贮箱内部的压力变化和温度场分布。构建的CFD模型能够较好地模拟TVS的工作特性,证明CFD研究的有效性。针对不同液体初始充灌率、节流条件等影响因素进行变工况模拟,揭示TVS的工作规律。计算TVS在微重力下的控压性能,验证其在微重力下的可行性并获得运行规律。

仿壁虎机器人足端三维力采集系统研究

在微重力环境下仿壁虎机器人在"着陆"到目标航天器表面时,将会受到较大的碰撞力,影响机器人稳定着陆粘附。针对以上问题,仿生设计了机器人的足端结构,在机器人足端装载三维力传感器;该力采集系统基于STM32和AD620芯片,设计了三维力采集系统硬件和软件;并对三维力传感器进行静态标定和解耦。实验开展了机器人脚掌的碰撞粘附力测试,达到了预期效果,能为实现微重力下仿壁虎机器人稳定粘附着陆,提供力反馈控制的硬件保障。

基于抱爪式对接机构捕获缓冲系统动力学仿真研究

现有在轨服务的对接机构由于其尺寸大、结构复杂、对接目标单一等局限性因素,无法很好地为后续我国探月工程任务提供有力支撑,且受限于运载能力,对接机构的轻量化也是必不可少的一项环节.为研究可服务于未来月球空间站以及载人登月等高轨道任务的对接机构,设计了一种新型抱爪式对接机构,其采用异体同构周边式构型,可以实现主/被动飞行器之间的互换.利用V型槽与爪钩等结构部件实现飞行器对接过程中的捕获以及能量消耗功能,从而实现两飞行器之间的稳固联接.该对接机构具备尺寸小、重量轻、结构简单、功能易实现等优势.对其捕获缓冲系统进行了动力学分析,计算了缓冲元器件的参数对其捕获性能的影响,在ADAMS完成了数字虚拟样机的建立,结合实际两种典型的对接初始条件工况进行了仿真研究.研究结果表明,两种工况下的对接过程能量消耗满足设计要求,能够以较小的V型槽的碰撞力完成捕获,结果证明了捕获缓冲系统的可行性以及该构型对接机构具备较好实现任务的能力.

行星软着陆气囊缓冲系统动力学仿真研究

气囊缓冲着陆系统具有轻质、安全、环境适应性强等特点,能有效保护着陆过程中着陆器的安全,在行星探测中应用广泛。针对一种"水滴形"自扶正气囊缓冲着陆系统建立了动力学模型,描述了气囊基于接触和几何非线性效应在行星表面充气、降落、碰撞、回弹及再碰撞等着陆缓冲过程。依据动力学仿真结果获取了气囊初始气压、初始着陆速度、星表地形等对气囊内部关键部位缓冲过载的影响规律,验证了"水滴形"气囊缓冲着陆系统可实现自动扶正及弹开分离等重要功能特征。研究结果为未来深空探测采用的气囊式缓冲着陆系统的工程设计提供了理论指导和参考。

航天器系统级减振/隔振应用研究及其进展

研制减振、隔振系统对于改善卫星在火箭主动段飞行中的动态环境,降低卫星主结构的低频动力学载荷,提高卫星的可靠性具有重要的实际应用价值。对系统级减振、隔振在航天中应用进行了综述,并对目前国内航天在整星减振隔振研制中遇到的问题及进展情况,进行了介绍,对后续发展进行了展望。

空间双机容错计算机系统研究

为在资源有限的条件下,最大限度地实现长寿命空间飞行器计算机系统的容错,同时又能达到所要求的性能,提出了一个模块化的双机容错设计方案。采用热冗余比较方式,软硬件组合实现系统的容错管理,可保证在某个资源或包含该资源的模块发生故障时,不会导致整个系统的失效,并具备模块级重构能力,从而实现系统的资源共享。不同冗余系统可靠性分析和有关测试结果表明,所设计的双机容错系统性能满足有关要求。

航天机械产品可靠性量化设计方法及工程应用研究

机械产品是航天器的重要产品组成。为确保产品满足高可靠的要求,并获得与产品性能、裕度及成本的综合权衡,必须从源头抓起,开展可靠性量化设计。对常用机械产品可靠性量化设计方法进行了系统梳理分析,给出了各类方法的原理、使用步骤、算例及方法选择,最后以核心舱贮箱产品为例给出了可靠性定量设计方法应用示例,为机械产品设计师开展可靠性定量设计提供了有效的技术途径。

区域性国防知识产权工作模式研究与试点——以上海地区军民两用技术转化为例

世界各国都在积极推进军民融合,推出了根据自身国情和国际大环境制定的军民融合式发展模式和政策体系.中国的军民融合式发展刚刚起步,还面临着很多问题.本文从上海市推进军民融合工作的实际需求出发,结合发达国家的成功经验与模式,针对性的分析了现阶段上海市国防知识产权工作存在的问题和不足,在此基础上提出推进上海市知识产权军民融合工作的建议.