航天器热辐射器MMOD击穿泄漏特性分析及验证

针对空间站等长寿命载人航天器热辐射器在舱外受微流星体和空间碎片(MMOD)击穿后工质泄漏导致的热控系统失效风险问题,文章对热辐射器被击穿后漏孔的泄漏特性进行了分析,建立了数学计算模型,计算得到了漏孔孔径与泄漏容积速率关系。通过试验,验证了数学模型的准确性,结果表明:当泄漏孔径≤3 mm时,泄漏数学模型能够很好的预测泄漏的速率、压力等特性。可以为应用流体回路热辐射器进行热量排散的低轨航天器设计提供参考。

载人运输飞船流体回路方案研究

流体回路是载人运输飞船热控分系统的重要组成部分,结合飞船所采取的其他热控措施,流体回路必须满足各种可能出现的热工况要求,同时尽量少占用飞船的资源。在进行分析和比较的基础上,确定流体回路的方案和系统配置,结合对接目标的热设计,重点解决与目标停靠期间的热控问题。文中介绍了载人运输飞船流体回路的主要设计要求及考虑重点,在能量平衡分析的基础上设计了两种流体回路方案,并进行了热分析计算和性能比较,对流体工质的选择也提出了建议。

基于双星敏感器的船体姿态确定

由于单星敏感器横滚测量精度偏低会影响航向测量精度,本文针对测量船的实际使用环境,提出了基于视轴指向的双星敏感器船体姿态测量方法。介绍了单星敏感器船体姿态测量原理及其不足,分析了星敏感器滚动角测量误差对船体姿态测量精度的影响。设计了双星敏感器船体姿态测量系统,建立了基于视轴指向测量的双星敏感器船体姿态测量模型。最后,对该算法模型进行了外场试验验证。试验结果表明,基于双星敏感器的船体姿态测量方法获得的航向、纵摇及横摇测量精度分别为6.9″、5.7″及4.5″,显著优于基于单星敏感器的船体姿态测量精度,避免了星敏感器横滚测量精度对航向测量结果的影响,为船用星敏感器的工程设计提供了参考依据。

土壤参数对返回舱着陆冲击特性的影响分析

建立合理可靠的土壤模型是返回舱着陆冲击仿真分析的关键问题。利用显式动力有限元软件LS-DYNA模拟了返回舱着陆冲击过程,并采用正交试验设计对土壤模型中主要材料参数对着陆冲击响应特性的影响显著性进行了分析。结果表明:土壤材料体积模量、屈服参数A2对最大加速度、冲击脉宽影响较大,土壤材料屈服参数A0、A1对最大加速度、冲击脉宽的影响较小,各参数的交互效应不显著。这些结论可为返回舱着陆冲击过程的相关试验和返回舱设计分析提供参考。

楔形体入水冲击响应的试验研究及应用

结构物在入水过程中会受到较大的冲击载荷,严重影响结构和结构内部人员的安全,因此入水问题的研究在航空航天和军事领域具有实际意义。以简单的楔形体为研究对象,进行了垂直入水的冲击试验,采用高速摄像机采集了楔形体入水过程的图像,并且考察楔形体入水过程的加速度的响应,通过滤波消除高频信号,得到合理的加速度响应值。结果表明:楔形体密闭空腔对加速度响应有重要影响。依据相似准则,通过试验模型的数据,预测了实际大尺寸的飞机结构的入水冲击响应,研究结果对入水结构的设计具有一定的参考价值。

神舟七号飞船单相热控流体回路在轨性能评价

重点介绍了神舟七号出舱活动飞船热控单相流体回路主要技术方案,包括组成与流程设计、内外回路工质优选及回路控制方案等,并对流体回路系统在轨工作性能和温度控制数据进行分析和综合评价,飞行试验表明流体回路在待发段、自主运行段、出舱活动段、返回再入段均具有良好的温度调控能力和适应能力,温度控制精度和系统散热能力均满足指标要求。最后总结了神舟飞船流体回路的创新之处与待改进方面。

一种飞船返回舱座椅缓冲器力学特性设计

建立了一个典型的飞船返回舱座椅缓冲系统垂直着陆冲击的动力学响应模型,分析了不同工况对于缓冲器特性的要求,针对定缓冲力阈值的缺点,提出了分段变缓冲力的设计和分析方法,并给出了典型条件下的三段缓冲力方案设计的实例。结果表明,变缓冲力的设计方法可以更加优化缓冲特性,满足不同工况对加速度、加速度的增长率、阈值、行程的限制和要求;对于特定的系统,综合各个方面因素可以得到优化的缓冲力设计组合方案;而采用更多的节段设计会适应更宽的着陆工况范围。

胀环式飞船座椅缓冲器建模方法研究

为了对飞船座椅缓冲器参数进行优化设计,需要建立胀环式座椅缓冲器的仿真模型。基于塑性力学的相关理论,推导了胀环压入过程轴向力的计算公式,建立了胀环扩径变形的力学模型。使用LS-DYNA有限元软件,通过引入虚拟接触面的方法,采用壳单元建立了胀环式缓冲器的有限元模型。通过静态压缩试验和动态冲击试验结果,验证了两种仿真模型的有效性。该模型可以进一步应用于缓冲器参数优化设计研究,建模方法对于同类研究具有重要参考价值。

载人飞船钝头体返回舱减速着陆组合方式对比

载人飞船返回舱减速着陆方式的选择直接关系到航天员的生命安全,是载人飞船总体方案设计中至关重要的一个环节。文章调研了美国、俄罗斯等国正在研制的新一代载人飞船减速着陆设计方案,以国际上广泛采用的钝头体外形返回舱减速着陆设计为研究对象,并以7t量级的钝头体外形返回舱减速着陆过程为例,对比分析了群伞减速组合气囊缓冲着陆、群伞减速组合反推发动机缓冲着陆、翼伞减速组合滑撬缓冲着陆、发动机减速组合着陆腿缓冲着陆、群伞减速组合发动机和着陆腿缓冲着陆、群伞减速组合发动机和气囊缓冲着陆等六种减速着陆组合方式的特点,估算了每种组合的系统质量和容积需求,并从系统质量、空间布局、环境适应性、可靠性安全性、舱体损伤程度等方面对不同方案进行了比较分析,为飞船总体设计部门开展返回舱减速着陆方案设计提供参考。

结构物入水冲击表面压力的模型研究及应用

结构物在入水过程中表面不同部位会受到不同程度的冲击,严重影响结构和结构内部人员的安全,因此入水问题的研究在航空航天和军事领域具有实际意义。以楔形体和弧形体为研究对象,进行了自由下落多工况的入水冲击试验,对PVDF压电传感器进行了静动态参数标定,采用该压电传感器采集了结构物入水表面的压力分布值。然后运用LS-DYNA软件对试验工况结构物入水工况进行了数值仿真,对压力的测量结果做了进一步验证,并分析了不同因素对结构表面压力的影响。最后依据相似准则,通过试验模型的数据得到实际飞机结构的入水冲击响应,对入水结构的设计具有一定的参考价值。

载人试验舱的结构设计与有限元分析

KM6载人试验舱是用于中国载人航天器人 -船地面联合试验的设备。文章对试验舱舱体的结构设计和利用有限元分析计算对舱体进行优化设计的过程及方法作了介绍 ,给出了舱体结构形式和有限元计算结果。舱体的极限真空度为5.2× 1 0 - 4 Pa。

飞船返回舱水上回收的冲击响应和入水姿态分析

飞船返回舱在入水的初始阶段遭受较大的冲击载荷,严重影响返回舱的结构安全和内部人员安全。基于NASA的试验模型,运用LS-DYNA软件中流固耦合算法对返回舱的入水过程进行了数值模拟。分别讨论了垂直入水和带有水平速度入水情况下返回舱的动力学响应,计算得到的加速度最大值与NASA的试验数据吻合。在此基础上,分析了返回舱以不同入水倾角,不同质量和不同入水姿态情况下的结构响应,发现入水倾角和质量越大,返回舱的加速度值越小。在考察不同姿态入水的情况中,正向倾斜入水时加速度最大值比负向倾斜小;质心在下的加速度最大值比质心在上的大。负向倾斜质心在下的情况,返回舱入水后姿态稳定性更好。

重力对载人航天器密封舱内空气对流换热影响的数值分析

地面重力环境中进行航天器密封舱内空气通风换热试验时,由于自然对流的存在导致换热量和温度分布与空间微重力环境中的情况存在偏差。文章针对航天器密封舱,建立了舱内空气对流换热的数值模型,利用数值模拟软件对有无重力时典型工况下的对流换热进行了数值模拟及模拟结果的对比分析。分析表明重力对壁面换热量的影响较大,而对空气温度及分布的影响较小;且重力的影响随空气与壁面温差的增大而增大,随通风流量的增大而减小,舱间通风也会减小重力的影响。因此在重力环境中进行试验时需要对壁面换热量进行修正。

载人航天器中橡胶密封结构低温性能研究

载人航天器对密封性能要求极为严苛,密封结构的泄漏特性与温度相关。本文研究了一种典型的硅橡胶密封结构的泄漏方式,通过对低温下橡胶材料的透气性能的测试,结果表明:从50℃下降到5℃时、气体通过材料的渗透量降低约一个数量级。本文还通过实测材料在低温下的应力-应变关系、低温下材料的收缩特性,借助ABAQUS分析软件建立了该结构的压缩状态的有限元模型,得到了低温下密封应力变化情况,并据此计算了界面泄漏结果:低温下,密封结构的界面泄漏量略有所增大。本文研究的某典型橡胶密封结构在低温下的气体渗透泄漏和界面泄漏的量化数据,为产品在低温下的使用可靠性评估打下基础,也为类似结构设计提供参考。

返回舱着陆工况对着陆冲击特性的影响

返回舱着陆工况对冲击响应特性有很大影响。建立了返回舱着陆冲击仿真分析模型,并利用已有试验数据对模型进行验证。通过显式非线性动力学分析方法模拟了返回舱着陆冲击过程,利用正交试验设计法进一步分析了返回舱着陆工况相关参数对冲击响应特性的显著性影响情况及其规律。结果表明:竖直速度、俯仰角、侧倾角及其因子间的交互效应对最大加速度的影响显著,水平速度和滚动角的影响作用不显著。这些结论可为返回舱地面相关试验和结构分析设计提供参考。

基于SPH法的返回舱入水载荷模拟分析

返回舱水上着落前期面临较大砰击,为研究过程中受到的砰击载荷,基于光滑粒子流体动力学(SPH)气-液两相流算法,首先通过模拟平板和楔形体两种算例模型的入水过程,并与相关文献的试验结果进行对比,验证算法的有效性。在此基础上,对返回舱的入水过程进行模拟。结果显示,两种算例模型的计算结果与相关文献试验结果吻合良好。返回舱入水速度和倾角对砰击有较大影响并且过程中存在二次砰击现象。砰击载荷随入水速度增大而增加。第一次砰击载荷峰值随倾角增大而减小,第二次砰击载荷峰值随倾角增大先增后减。结果表明,SPH气-液两相流算法能够较好地模拟返回舱入水过程。

返回舱再入过程密封舱气体泄漏计算研究

为分析返回舱再入过程中密封舱漏孔内外压差,并对漏孔变流量充气过程进行研究,采用离散化分析方法将返回舱再入过程分成若干个阶段,针对容积为14 m^3的密封舱和面积为10 cm^2的漏孔,计算并获得了密封舱内外压差、漏孔质量流率、漏孔流速等参数在50~5 km范围内随高度下降的变化规律。结果表明:在高度5 km开伞时刻,漏孔质量流率达到最大值0.134 kg/s,舱内外压差趋近于最大值,约20 172 Pa;返回舱下降过程中漏孔流速在148.4~181.5 m/s之间,处于亚声速区;漏孔气体流速与漏孔面积大小无关,仅与漏孔内外压力及漏孔进口空气密度有关。以上研究结果可为密封舱结构强度设计、伞舱弹伞设计提供参考。

目标飞行器舱内流场设计验证与评价

目标飞行器密封舱内流场设计是实现舱内温湿度控制、污染物扩散的基本途径,是保证长期在轨驻留航天员热舒适性的重要手段。文章分析确定了目标飞行器流场设计地面验证的等温化试验准则,通过保证流场温差不大于1℃,降低地面自然对流的影响,使微重力环境下工作的流场设计在地面环境得到有效验证。结果表明,航天员活动区88.3%区域风速在0.08～0.5 m/s之间,睡眠区风速均在0.08～0.2 m/s之间,均满足指标要求。目标飞行器流场最佳风速范围(0.076～0.203 m/s)所占比例为82.8%,优于国际空间站各舱段最佳风速范围所占比例。

降落伞-返回舱系统约束模型的建立

降落伞-返回舱之间通常采用不同的连接方式,为了进行理论分析,往往需要对其连接方式进行简化建模。文章详细阐述了3种不同的约束模型,并对有关方程进行推导,同时简要分析了各种约束模型的特点。

“神舟号”载人飞船开伞控制方案设计

载人飞船的开伞控制方案是回收着陆系统设计中的一个关键环节,它直接关系到飞船回收着陆系统工作的成败。文章根据载人飞船特点的分析,制订了飞船开伞控制方案,即采用静压高度控制法来控制开伞,然后根据静压高度控制的工作原理,详细介绍了开伞控制方案的设计方法和流程。仿真试验和飞行试验结果表明:"神舟号"载人飞船开伞控制方案的设计是合理的、正确的。