基于模型操作系统的航天器数字孪生系统技术研究

数字孪生技术目前已得到全球各领域的关注与重视,尤其基于MBSE的数字孪生技术的研究更是国际系统工程领域研究的热点。目前数字孪生技术落地实践过程中普遍遇到的共性问题是数字孪生系统都是专用系统,缺乏通用性;同时构建的相关数字孪生体模型缺乏统一的运行格式标准,因此无法在不同用户间复用,造成智力资源的大量浪费。从操作系统设计原理入手,为数字孪生体模型统一运行平台的构建提供一种新的思路,并以卫星的数字孪生系统构建为例验证模型操作系统对于构建数字孪生系统的通用性与普适性。

井冈山精神与航天事业的启示——浅析航天事业对井冈山精神的传承发展

井冈山的斗争留下的“跨越时空的井冈山精神”,是支撑中国航天事业创建和发展的重要精神力量。60多年来,几代航天人传承井冈山精神,在“坚定执着追理想、实事求是闯新路、艰苦奋斗攻难关、依靠群众求胜利”深刻内涵的指引和鼓舞下,顽强拼搏、赓续奋斗,在“一穷二白”的基础上创造了“两弹一星”,推动航天事业发展不断实现新的跨越,把我国建设成航天大国,并发展形成了航天精神。航天精神是对井冈山精神的传承和发扬;二者都是在中国共产党的领导下,以初心和使命为出发点和落脚点,践行民族精神、传承红色基因的时代表达。立足当下、面向未来,我们必须始终坚持发扬井冈山精神和航天精神,推动航天强国梦早日实现。

离子液体微推进技术研究进展

介绍了离子液体推进器的基本结构和工作原理,阐述了粒子发射的限制条件及通常采用的工作模式,总结了该推进器的常见分类形式。介绍了当前广泛应用的一些实验方法和仿真手段,以及针对发射阈值场强、束流散射、多粒子分散效率、推进器长时间工作稳定性等问题开展相关研究取得的进展,对比分析了适合粒子发射的工作环境及相对精确的仿真方法,为推进器的后续设计、工作模式设定及性能评估等工作提供了参考。结果表明:增大推进剂流阻、提高发射极阵列密度是提高离子液体推进器效率和推力的合适手段;利用闭环控制的方法改变发射电压极性、逐渐提高发射电压大小是维持推进器推力大小、提高工作稳定性的有效方法。

基于地外天体起飞的真空羽流导流技术仿真与试验研究

针对着航天器发动机羽流导流问题,基于工程经验提出了四种典型导流装置型面(包含内凹槽形式和导流锥形式等),利用计算流体动力学/直接模拟蒙特卡罗(CFD/DSMC)耦合方法,对起飞过程中羽流导流带来的气动力和气动热效应进行了数值模拟,并对不同导流装置情况下羽流场激波、航天器表面压强和热流密度分布规律进行了分析,给出了四种导流装置的导流效果评价。最后以导流锥形式开展试验,对仿真算法进行了验证。结果表明:羽流导流并没有导致发动机燃烧不稳定;综合考虑航天器羽流和发动机安全性,大导流锥导流的方案最优;在导流锥附近的激波位置及形态和仿真一致,仿真与试验的变化趋势一致,仿真算法可信,数据规律可以作为工程参考。

企业投递式财务报销模式应用探讨

传统窗口式财务报销模式存在流程冗长、效率较低等缺点,大量票据的录入、审核、报销、反馈对经办人和财务人员来说繁重且低效,亟须一种新的理念和思路革新这一传统流程。在此背景下,投递式财务报销模式应运而生,报销人与财务人员之间无须面对面的沟通,大幅提升了报销效率,但仍存在沟通成本较大、重复核算较多和单据传递不畅等问题。文章尝试从软硬件结合的角度,搭建规范高效的投递式报销平台,以完善投递式报销模式在企业实际应用中的不足。

控制力矩陀螺轴承组件摩擦力矩异常波动机理

在角接触球轴承动力学分析基础上,建立了公-自转耦合的控制力矩陀螺轴承组件非线性动力学微分方程组和摩擦力矩理论计算式,开展了轴承保持架结构、滚道加工精度和轴承预紧力等参数对控制力矩陀螺轴承组件摩擦力矩特性的影响研究,分析了某型号控制力矩陀螺轴承组件摩擦力矩异常波动的机理。分析结果表明:保持架外径表面与套圈引导挡边之间碰摩以及钢球与保持架兜孔间碰摩是引起该型号控制力矩陀螺轴承组件摩擦力矩异常变化的主要因素。合理的轴承原始径向游隙可有效消除轴承保持架外径表面与套圈引导挡边之间的碰摩现象,且避免控制力矩陀螺轴承组件摩擦力矩明显异常波动。

立足航天,续写新时代雷锋故事

刚过去的5月,对于全中国的航天青年来说都极不平凡。5月2日,在五四青年节前夕和中国共青团成立100周年之际,习近平总书记给空间站建造青年团队回信,向航天战线全体青年致以节日的祝贺,并提出殷切期望。5月10日凌晨,天舟四号货运飞船成功发射,中国空间站全面建造阶段首战告捷,航天青年以实际行动践行总书记回信精神,也以此向中国共青团成立100周年献礼。

国企财务风险管理现状分析及风险应对措施

国有企业是我国国民经济的中流砥柱,肩负着实现国家经济发展战略的重任,也是国家财政收入的主要来源。如何发展和壮大国有企业一直是一个充满挑战的重要课题。本文旨在引导国有企业重视财务风险管理,提高财务风险意识,防范潜在风险隐患,强化风险应对措施,提高风险管控能力,为促进国有企业降低财务风险和高质量发展提供参考、积累经验,助力企业在激烈的市场竞争中实现高质量发展目标。

不同孔型对高超声速逆喷流气膜冷却影响

主要对不同孔型在不同质量流量下对高超声速逆喷流气膜冷却影响规律开展研究,得到不同孔型对气膜冷却效果的影响规律。采用CFD计算方法,对飞行高度为50 km,飞行马赫数为15条件下圆柱孔、收缩孔、扩张孔、收缩-扩张孔4种孔型开展研究。研究显示:小流量供气时,收缩孔和圆柱孔会出现长穿透模态(LPM)工作状态,扩张孔和收缩-扩张孔则不会出现;随着喷流流量的增大,喷流会从LPM转向短穿透模态(SPM),此时继续增大气膜喷流流量,并不会显著增大冷却收益。综合整个流域的变化,扩张孔在高超声速飞行器头部逆流喷流气膜冷却中是比较稳定可靠的气膜冷却孔。

考虑多工况性能可靠性的航空发动机循环设计方法

为实现航空发动机总体性能设计方法由传统的确定性设计向不确定性概率设计转变,提出基于分布式协同响应面法思想的航空发动机多工况性能可靠性循环优化设计方法:建立了引入非确定性部件性能的航空发动机性能仿真模型,通过试验设计、非设计点性能仿真试验等步骤,构建了各典型工况下发动机推力与耗油率性能可靠度关于设计点循环参数的分布式响应面模型,并以此构建多工况性能协同响应面模型进行循环参数优化设计,最终获得循环参数非劣解集并通过随机试验进行验证。结果表明,通过多工况性能可靠性循环优化设计方法获得的循环参数非劣解集均能使发动机在多个典型工况下的总体性能同时达到不低于97.5%的高可靠度,为设计人员根据实际情况选取循环参数提供依据。

典型尖楔结构燃气流热试验工况确定方法

在传统冷壁热流模拟方法的基础上,进一步提出以热壁温度及热流密度的时序变化曲线为控制目标的燃气流热试验工况确定方法,即利用壁温控制目标与实测值的偏差对热壁热流控制目标做一定修正,以尽可能消除和弥补前期试验误差,同时利用300K冷壁边界热流密度数据库插值迭代方法,快速确定一定气动热模拟所需燃气流温度,解决了沿飞行轨迹瞬态热试验技术难题之一。利用CFD数值模拟方法,建立了典型尖楔结构高/中温双路燃气流组合热试验300K冷壁边界热流密度数据库,并针对典型尖楔结构沿某飞行轨迹9个典型状态气动热模拟需求,确定相应双路燃气流热模拟参数。相关数值计算结果显示,驻点区域热流密度平均模拟偏差为4.5%,平板区热流密度平均模拟偏差为4.6%,两者最大模拟偏差均不大于8%,满足工程试验精度要求。同时,瞬态热分析结果显示第45s时,距驻点1mm处最大温度梯度达到21K/mm,距驻点10.1mm处最大温度梯度达到18K/mm,满足气动热大温度梯度效应需求。

基于粒子模拟的舱内布局对霍尔推进器真空羽流的影响

对霍尔推进器地面测试过程中真空环境下的羽流流场进行模拟研究,通过直接蒙特卡洛(DSMC)方法进行多种布局方式下的系列数值模拟,重点研究地面测试设施中舱内的抽氙冷板、束流挡板在不同布局环境下对真空羽流流场的影响。数值模拟结果显示:抽氙冷板的布局位置对羽流流场影响较不明显,但应考虑舱内各处均布以防压力局部集聚过高形成阻力;束流挡板对返流粒子的抑制作用明显,对抽氙冷板等具有较好的防护功能,但也同时改变了羽流流场分布,甚至会影响到推进器的放电特性和性能表现。通过该数值模拟方法可以实现对舱内工艺设备的设计指导,对抽氙冷板、束流挡板等进行布局优化,继而为推进器地面测试提供更为有效的测试环境。