航天器贮箱用钛制隔膜变形过程的数值模拟

基于弹塑性大位移非线性有限元理论,建立航天器贮箱用钛制隔膜变形的有限元分析模型,并对有限元软件进行二次开发,首次通过编辑子程序实现了隔膜厚度的渐进变化及失效过程中隔膜的自动开裂,准确仿真出了隔膜在翻转变形过程中发生的褶皱、偏心与破裂等失效行为。依据此模型,分别对0.75mm等厚隔膜及0.55～0.8mm变厚隔膜的翻转过程进行了仿真,并对其翻转规律及失效机制进行了分析。研究发现,等厚隔膜在翻转过程中易产生褶皱,渐变壁厚隔膜翻转性能明显优于等厚隔膜,能克服褶皱的产生,但变厚隔膜在变形过程中易产生偏心。通过与试验对比表明,数值仿真能准确预测隔膜的变形规律与失效模式,为后续优化厚度分布提供了可靠的依据。

用多维模态理论分析航天器贮箱液体有限幅晃动力

首次将多维模态理论应用到求解航天工程中常见的圆柱贮箱液体非线性晃动问题中。针对贮箱作水平横向运动,根据Narimanov-Moiseev的三阶渐近假设关系,通过选取主导模态以及确定它们的阶次关系,将一般形式的无穷维模态系统降为5维渐近模态系统。在模态系统基础之上,推导出了液体作用于贮箱壁的力的简洁表达式。数值仿真结果表明,相对于线性晃动理论结果,有限幅晃动液体将对贮箱壁产生更大的横向作用力,同时对贮箱底部还作用有明显的纵向力。可将此公式应用于工程实际问题中部分充液贮箱液体有限幅晃动力的估算。

钛内衬碳纤维缠绕氦气瓶的疲劳寿命和可靠度验证

结合卫星推进系统用复合材料高压氦气瓶产品研制,重点讨论了基于有限元应力应变分析基础上的金属内衬低周循环疲劳寿命和复合层应力断裂失效可靠性,产品鉴定试验结果说明了可靠性和疲劳寿命完全满足要求。

航天工程中的贮箱类液固耦合动力学建模及耦合机理研究

本文研究液体一航天器耦合动力学的建模问题，并以不同模型对耦合机理进行了深入探讨。

基于并联贮箱结构的卫星推进剂剩余量测量方法

星上推进系统推进剂剩余量测量是卫星在轨管理的重要工作,事关卫星剩余寿命估计和离轨时机的选择,对于提高卫星效率具有重大的意义.中国现有的推进剂剩余量计算方法只适用于传统的双贮箱结构,不适用于桁架式卫星平台的多贮箱并联结构,为此必须开发新的计算方法,同时提高计算精度.比较多种推进剂剩余量测量方法,重点论述两种可用于并联贮箱结构的测量方法.

空间飞行器分离式构型设计

介绍了空间飞行器体分离式构型设计的在轨机动能力增强、在轨寿命延长、扩展性好、型谱化易等优点。针对干重增加的不足,提出了贮箱承力结构、桁架式结构、平台载荷一体化等构型优化设计与关键技术。给出了基于分离式设计的麦哲伦号金星探测器、福布斯-萤火一号火星探测器和某地球静止轨道长寿命大型遥感卫星等应用。

液体推进剂贮箱的防晃设计

进行液体推进剂贮箱的防晃设计是解决充液航天飞行器由于液体晃动而产生的动力不稳定问题的主要技术途径。文中讨论了贮箱防晃设计的两类主要方法──液体晃动的结构控制和阻尼控制的防晃机理、防晃特性描述方法、结构实现途径及适用性，并提出了一些在防晃设计中应进一步研究的问题。

液体大幅晃动类等效力学模型研究

基于液体大幅晃动等效力学模型研究充液航天器动力学与控制问题。首先,发展并完善了模拟液体大幅晃动的运动脉动球模型(MPBM),结合已有的液体大幅晃动运动规律和分析结论对MPBM的法向力的计算方法进行了改进;通过数值仿真结果与已有试验结果的对比证明了以上改进工作的有效性。然后,基于MPBM建立了携带多个充液储箱的航天器动力学模型,针对携带四个储箱的充液航天器进行姿态机动控制研究。研究结果表明,四个充液储箱的三种可能的空间布局对航天器姿态机动过程中的角速度、液体晃动力矩和控制力矩将产生不同的影响;此外,还研究了液体大幅晃动等效力学模型中液体晃动阻尼因素对航天器姿态机动控制的影响。

液体大幅晃动情形的航天器刚液耦合动响应仿真分析

基于任意拉格朗日-欧拉有限元(ALE)方法处理液体大幅晃动问题,并系统地建立了航天器刚-液耦合动力学的数值模型。通过液体受惯性力、刚体受流体作用力与力矩来实现系统的耦合,采用交错算法对液体晃动模块与刚体动力学模块进行迭代求解。将刚-液耦合系统的数值计算结果与物理试验及液体刚化计算结果进行了比较,验证了本文方法的适用性和准确性。成功通过数值仿真观察到耦合系统中贮箱横向振动的非线性软弹簧特性、液体的高阶模态响应,并分析了液体晃动对耦合系统的影响。

带多充液圆柱箱航天器姿-轨-液耦合系统参数灵敏度分析

本文建立了带多充液圆柱箱航天器姿-轨-液耦合系统的全模态化动力学模型和一阶状态微分方程,构建了一种具有较高计算精度的半解析计算体系.针对该类耦合系统的动力学状态方程为典型非线性时变系统的特点,且考虑运用理论分析方法对系统进行参数灵敏度分析时所存在的困难,利用数值差分法,对带多充液柱箱航天器的姿-轨-液耦合系统进行参数灵敏度分析,并提出了利用幅值包络图描述系统响应函数灵敏度的方法.依据计算结果,给出耦合系统中各类参数对系统动态性能的影响因子,为指导实验分析和实际工程设计与计算提供一定的理论参考.

液体推进剂在轨剩余量测量方法研究进展

介绍了在轨航天器液体推进剂剩余量测量技术国内外研究进展,并展望了未来的研究方向。首先简要介绍了造成微重力条件下液体推进剂剩余量测量困难的原因;接着回顾了液体推进剂剩余量测量技术的发展脉络,将其技术发展分为技术萌芽、技术成熟和新技术探索三个阶段;然后从基本原理、误差分析、研究进展等方面综述了常用的簿记法(Book-Keeping,BK)、压力体积温度法(Pressure-Volume-Temperature,PVT)和热量激励法(Thermal Gauging Method,TGM)等液体推进剂在轨剩余量测量技术,对比分析了各种方法的优缺点;最后,展望了液体推进剂在轨剩余量测量技术的发展方向:一是利用不同测量技术在不同卫星寿命期间具有不同测量精度的特点,将多种测量技术进行结合,以提高整体测量精度;二是开发适用于卫星全寿命周期高精度测量的新方法。

多充液贮腔航天器耦合动力学与姿态控制

基于已有的质心面液体大幅晃动等效力学模型,采用拉格朗日方法,系统地建立了任意复杂激励下四贮腔航天器刚-液耦合动力学精确模型。由本文方法所得到的等效晃动力及晃动力矩与通过Flow3D计算出的相应结果吻合良好,验证了所建模型的可靠性。根据所建立的大幅晃动类充液航天器耦合系统动力学模型进一步研究了该类航天器在进行三轴稳定姿态机动时的主要动力学耦合特性,并设计了一类抑制姿态振荡的补偿控制器。

上面级并联贮箱推进剂均衡输送技术研究

具有并联贮箱结构的航天器由于输送系统流阻差异,造成并联双箱内推进剂消耗不均衡,导致飞行过程中出现较大的质心偏移,从而降低航天器姿控系统控制力裕度、增加姿控推进剂消耗量,同时,当某一个贮箱推进剂提前耗尽时,输送系统便无法保证为发动机提供纯液相的推进剂,其他贮箱的推进剂将无法继续使用,将大幅增加主动力推进剂的不可用量。提出基于流阻匹配及连通管的并联贮箱均衡输送方案,建立相应的数学模型,并通过地面原理性试验验证模型的正确性。利用该模型,完成了3种均衡输送方案的仿真计算及对比分析。结果表明,基于连通管的均衡输送方案推进剂不可用量及质心偏移变化最小,且有利于工程实现。

空间推进系统在轨有关热控问题分析

文章基于空间推进系统热控的特点,针对长期在轨航天器推进系统热控面临的贮箱膜片热胀冷缩疲劳和机组阀门超温问题进行机理分析,归纳贮箱热控和发动机、推力器高温工况相应的解决措施及难点,结合某型号实际提出解决方案,并对改进后的效果进行分析预示,给出长期在轨航天器热控方案设计建议。

卫星推进自适应流量闭环调节技术

针对目前液体火箭发动机推进系统中并联贮箱不均衡排放问题,设计一种基于并联贮箱均衡排放的自适应流量闭环调节系统。该系统由可编程控制器和比例电磁阀组成,通过PLC输出电流使比例电磁阀打开,随后PLC计算采集流量与目标流量的差值。当差值在精度以外时,PLC稳定输出电流调节比例电磁阀开度;当差值在精度以内时,保持比例电磁阀开度,完成流量调节。经试验验证了该系统的可行性。

航天器贮箱变质量流固耦合系统的动力学响应

研究了航天器贮箱变质量流固耦合系统的动力学特性.根据虚拟质量法(VMM),结合边界元法和有限元法构建了系统的动力学模型,建模过程中着重考虑了质量变化对系统的动态影响.通过Newmark直接积分法计算出贮箱变质量系统的振动响应.结果表明:由于系统质量减少,引起了系统振动频率的增大,并产生一个附加负阻尼.系统的振动频率的范围可以通过系统质量的范围确定.变质量引起的附加负阻尼的大小与系统的质量变化率成正比.对于系统的横向振动,质量减少引起的附加负阻尼在整个过程对系统振动的影响比较稳定,对于系统的纵向振动,质量减少引起的附加负阻尼对系统振动的影响随时间的增加而增大.