基于落压式动力装置的挠性航天器姿态控制技术研究

针对充气可展开结构的挠性航天器的姿态控制问题,以线性自抗扰控制理论为基础,开展挠性航天器姿态控制技术研究,通过对落压式动力装置中气体压强变化的实时拟合,提出了一种落压式自抗扰姿态控制算法。仿真结果表明落压式自抗扰姿态控制算法相对于传统恒压式在姿态控制精度不变的条件下,减少了约10%的工质消耗,增加了11%姿态保持时间,进一步实现挠性航天器的小型化、轻量化。

落压比对射流控制矢量喷管性能影响研究

文中利用数值模拟方法研究了落压比对射流控制矢量喷管流动和性能的影响,分析了喷管矢量角随落压比变化的机理。研究结果表明,随着落压比增大,矢量角减小;注气口下游分离区内的压力降低,上下壁面的压差减小,矢量角减小;喷管工作状态从过膨胀状态向欠膨胀状态转变,压差产生的推力越来越大,喷管的矢量角和气流偏转角相差越来越大,矢量角越来越小。

落压式供应发生器试验系统动态仿真

某上面级液氧/煤油补燃发动机的发生器拟采用落压式挤压供应试验系统方案,为了验证其单独热试方案的可行性,建立发生器热试系统的动态数学模型,并进行数值仿真计算,确认了试验系统方案的可行性,同时提出了分级起动方式并确定了起动工况。试验取得了成功,试验结果与仿真吻合,验证了仿真计算的正确性。

卫星单元肼推进系统落压工作特性的数值仿真与试验

以风云三号(FY-3)卫星为研究对象,提出了一种卫星单元肼推进系统落压工作特性的数值仿真法。根据简化的推进系统物理模型,建立了贮箱、管路、自锁阀与过滤器,以及推力器的仿真数学模型。计算了四种不同工况下的落压工作特性。计算结果与FY-3卫星推进系统热试车试验数据的比较表明,两者相当吻合。由此验证了该数值仿真法的准确性和工程推广应用的可行性。

双组元落压推进系统应用现状及关键技术

综述了国内外双组元落压推进系统的应用现状和技术特点,结合国内卫星推进系统的技术现状,分析了双组元落压推进系统混合比控制和大落压比高性能双组元发动机两个关键技术,提出了需开展氦气溶解特性、混合比变化、发动机偏工况试车等地面试验研究,为其工程应用提供技术支撑。

一种大落压比气动矢量喷管的仿真研究

为了提高气动矢量喷管在大落压比下的综合气动性能,在双喉道气动矢量喷管的基础上提出了一种适合于在大落压比下工作的气动矢量喷管,利用数值仿真对其流动特征和关键几何参数的影响规律进行了研究。结果表明提出的气动矢量喷管方案具有相对较高的综合气动性能。

某型航空发动机落压比调节器性能及故障分析

根据某型航空发动机落压比调节器的控制原理,建立压力比敏感元件的数学模型,分析了落压比调节器的滞环误差、不敏感区、灵敏度等影响参数。分析结果表明:πT值偏离故障是由薄膜灵敏度太差和反馈弹簧力值偏小造成的。

双组元落压推进系统混合比控制方法

双组元落压推进系统以其简单、高可靠、高比冲的特点在空间飞行器上逐渐得到应用。由于双组元落压推进系统压力和推进剂流量存在明显的变化,其混合比控制方法与双组元恒压推进系统存在显著的区别。本文分析了双组元落压推进系统混合比的影响因素,构建了混合比计算模型,提出了基于初始贮箱压力控制混合比的方法,并通过推进系统热试车验证了混合比控制方法的有效性。试验结果表明:通过控制初始贮箱压差不超过0.05 MPa,可将系统混合比偏差控制在不大于1.8%的指标范围内。

卫星姿态控制和反作用控制用单组元推进剂供应系统的落压过程和水击过程

本文对卫星姿态控制和反作用控制用单组元推进剂供应系统的落压特性和水击特性进行了试验研究,并用理论模型模拟了落压过程,计算结果与试验数据非常吻合。试验测得的过滤器和隔离阀的摩擦系数是与压力有关的,这些组件的压降与其入口压力的相关关系必须予以考虑,以便获得准确的模拟解。在推进剂供应系统落压式工作的初始阶段,系统中压力下降的速度很快。隔离阀对水击压力波有显著影响,它提高了水击压力波的峰值和频率。

ARC公司22N双组元姿控发动机大落压工况性能验证

ARC公司22N挤压式反作用力控制系统姿控发动机已通过大落压工况下的delta-验证。delta-验证由以下内容组成:通过热试车分析发动机工作条件、演示性能和寿命能力。试验包括占空比从12%到97%及入口压力从2.5MPa到0.5MPa的工作循环,入口压力的变化演示了从39%到129%的工况调节能力。对发动机工作条件和试验情况进行了总结,认为该发动机设计满足大落压工况要求。

聚酰胺解决了落压模型面的脆裂变形问题

原有的环氧塑料落压模在使用过程中模具型面脆裂变形严重。本文分析了产生脆裂变形的原因，并介绍了改用低分子聚酰胺树脂的工艺技术。这种模具已获得了良好的应用效果。

落压比对航空发动机涡轮叶片流量特性的影响

为了探明落压比对航空发动机涡轮叶片流量特性的影响,对试验坐标压比选择和气膜孔分布2个主要影响因素进行了研究。忽略燃气及冷却空气温度的影响,依据涡轮叶片气膜孔出口静压将其分为3类。当涡轮叶片气膜孔以第1类或第2类为主时,通过试验坐标压比的选择消除落压比对流量特性的影响;当涡轮叶片气膜孔以第3类或复合型为主时,利用2个不同落压比下的流量特性,采用影响因子分析法可以获得任意落压比下的流量特性关系式。选用某型涡轮导向叶片进行不同落压比下的流量特性试验,结果表明:理论分析结果与试验结果相差3%,二者具有较好的一致性。

1种提高落压比调节器可靠性的特征量裕度概率设计方法

针对某型航空发动机落压比调节器中的关键元件反馈拉簧在工作中多次发生断裂故障,对反馈拉簧这一反映落压比调节器可靠性指标的薄弱环节,提出1种特征量裕度概率设计方法,通过仿真和试验相结合的方式,得到反馈拉簧的特征参数为钩环弯角半径R,其临界失效值的分布规律为正态分布,根据特征裕度方程的计算结果,获得反馈拉簧特征参数在可靠性指标下的优化改进设计值为2.5 mm。经强化疲劳试验及发动机整机寿命试验验证表明:特征量裕度概率设计及其优化改进方法有效,解决了落压比调节器可靠性裕度偏小的问题。

激波矢量控制喷管落压比影响矢量性能及分离区控制数值模拟

激波矢量控制喷管矢量角随落压比(NPR)的增大而下降的现象已被许多研究所证实.对NPR影响矢量角机理及基于多缝腔体和多缝辅助注气方法的分离区控制研究,目标是寻求大NPR条件下矢量性能提高的方法.研究表明:NPR影响矢量角的机理主要由于次流下游近壁面分离区由小NPR时的开放型变为大NPR时的封闭型,从而导致由于壁面压差力产生的矢量力减小所致.多缝辅助注气方法可以有效控制分离区在大NPR时保持开放,注气压力为环境压力时可以在不从系统额外引气的条件下提高矢量性能.

喷流落压比对高超飞行器尾喷管内外流干扰的实验

为了研究吸气式高超声速飞行器尾喷流对飞行器尾部区域气动性能的影响,在中国空气动力研究与发展中心0.5m高超声速风洞中,在来流马赫数为5.0和6.0条件下,开展了不同落压比条件下的尾喷流干扰测压实验研究,同时采用高清纹影观测了喷流干扰区域的流场结构。实验结果表明:不同喷流落压比时,飞行器尾部区域表面压力分布差别明显,高落压比时喷流干扰作用的区域更大,压强数值更高。纹影也显示高落压比时交叉干扰激波更强、剪切层扩张更明显。喷流干扰区域已影响到了飞行器水平翼区域的压力分布,将会对飞行器操纵特性产生影响。

基于落锤压溃高强双相钢断裂失效模型

以高强双相钢HC420/DP780D+Z为研究对象,基于动静态拉伸试验,获取材料在高应变速率下的力学性能曲线;基于Swift-Hockett-Sherby混合模型,获取材料的本构模型。基于GISSMO断裂失效准则,设计5种断裂失效试样,获取力-位移曲线;采用模型仿真与试验对标拟合的方式获取不同失效状态下的应力三轴度和极限塑性应变等关键参数,拟合获得材料的断裂失效模型曲线。基于帽形薄壁梁落锤压溃试验,采用试验和仿真对比分析的方法对比GISSMO断裂失效模型、传统失效参数设置等的差异,用以验证所建立断裂失效模型的准确性。结果表明,双相钢材料HC420/DP780D+Z具有一定的应变速率敏感性;材料的极限塑性应变受应力三轴度的影响较大;采用GISSMO断裂失效模型获得的落锤压溃仿真分析结果与试验结果一致性较高,最终变形压溃量的相对误差小于3%,高于传统分析方法;同时,承载和吸能的仿真与试验结果也基本一致;模型很好地反映了材料的真实性能,表明所采用的GISSMO失效模型是可靠的。

既有桩基复压落深止沉托换技术

针对沿海地区填海造地、深厚的大块石填土复杂地质条件下采用预应力管桩基础,引发房屋不均匀沉降及倾斜的病害案例,提出桩基复压落深止沉托换技术,藉以提高桩基承载力,控制房屋沉降,供从事加固设计和施工的相关工作人员参考。

采动应力与采空区压实承载耦合分析方法研究

采空区垮落带在覆岩沉降作用下的应力恢复对采动应力场有显著影响。基于围岩应力与采空区压实承载的耦合作用,研究了垮落带岩体压实承载的力学特性及参数反演方法,分析了裂隙带岩体的拉伸劣化力学特性,提出了采动应力场与采空区压实承载耦合分析方法,通过实例仿真模拟分析进行了验证。研究表明:垮落带渐进压实承载的力学特性是指数型表达式,压缩刚度随压缩应变呈非线性增长。由双屈服本构模型反演得到与理论解拟合度较好的垮落带力学参数,实现了垮落带压实承载特性的仿真模拟。裂隙岩体劣化系数表达式反映了模量劣化特性,应变软化本构模型增加模量劣化算法组成岩体劣化本构模型,实现了应变软化和裂隙岩体模量劣化的动态分析,较真实严谨的反映裂隙带岩体的力学特性。基于垮落带与裂隙带特征的仿真模拟,实现了采动应力场与采空区覆岩"两带"特征的耦合分析。通过工作面支承压力场演化特征的实例仿真分析,验证了采动应力场与采空区压实承载耦合分析方法的可行性和正确性,提高了采动应力场和围岩采动响应研究的严谨性和可靠性。

基于零件压溃试验加工硬化对吸能特性影响分析

零件加工过程促进了材料内部组织位错运动,起到了加工硬化作用,对力学性能提升具有重要作用,目前的仿真分析中忽略了此部分的影响。以汽车前防撞梁用QP980为研究对象,基于静态拉伸试验,对拉伸试样分别施加0%、5%、10%、15%的预应变,以获取加工硬化对材料力学性能主要特征参数的影响规律;基于Hollomon方程,获取加工硬化指数n的变化规律。根据分析结果,对方程进行修正,获取加工硬化系数k,并将其嵌入到材料动态特性本构模型中;根据零件薄壁梁落锤压溃试验,采用试验和仿真对比分析,研究加工硬化对零件吸能特性的影响。结果可知:加工硬化可促进材料组织位错,进而对材料力学性能产生较大影响;随着施加预应变逐渐增大,材料的强度逐渐提升,而屈服强度提升的更快;材料的断后延伸率和塑性积在不同预应变下的变化趋势相同,且变化趋势都比较明显,整体呈现下降的趋势;考虑加工硬化吸能特性分析结果与实际落锤压溃分析结果更为接近,最大误差在3%以内,表明模型仿真的准确性,进而说明嵌入加工硬化指数的准确性。分析内容和结果为此类研究材料吸能特性提供重要参考。