某航天器压紧释放装置结构设计与分析

为了给某微小型航天器设计一种新型的非火工压紧释放装置,采用了弹簧连杆式分离机构,对其可行性进行了分析。介绍了该压紧释放装置的工作原理,并通过理论计算求出该装置燃断器的燃断时间,然后进行试验验证,基于 ANSYS Workbench 软件进行了压紧状态下的随机振动仿真分析。结果表明,该燃断器的燃断时间可靠,理论值与试验值误差在15％以内,如果添加10 N 预拉力,燃断时间可减少约10％。在压紧状态下该装置振动环境适应性好,并且能够及时释放转子。     

空间天线展开机构运动学分析

根据利用母舱自旋实现天线展开机构的具体结构,考虑天线杆离心力、阻尼力矩等因素,建立了微小型航天器天线展开机构的运动学模型。开展二杆、四杆状态下的试验验证,计算结果与试验结果符合较好。试验结果验证了模型的合理性,为利用母舱自旋实现天线展开的机构设计提供了理论研究方法。     

一种随行装药的燃烧性能

为解决随行装药的点火延迟控制及能量释放稳定性问题,提出了一种新的随行装药方案,采用密闭爆发器与30 mm火炮试验对其延时机构的有效性、能量释放的稳定性及燃速进行了研究。结果表明：依托随行装药高密实性,延时机构可对随行装药点火延迟时间进行有效控制;主装药量一定,延时机构厚度存在较佳值,以获得较优的随行装药效应;试验结果基本稳定,初步验证了随行装药结构可靠,燃烧性能基本稳定,有较好的能量释放规律;随行装药具有较高的燃速、燃气释放速率,多-125发射药含量95%时,其燃速最大值是6/7发射药的46倍,最大动态活度达7.4 MPa^-1·s^-1. 改变随行装药中多-125发射药的含量,其燃速、燃气释放速率可调。     

一种火炮自动卡锁装置设计分析

针对大、中口径火炮自动机的工作特点。设计了一种自动卡锁装置，该装置可锁定自动机动力机构的运动，也能够在较小的解锁力作用下自动解锁，释放动力机构。介绍了该装置的结构原理，分析了其工作机理。并对主要参数进行了优化，给出了优化结果。该装置已成功应用于某大口径自动火炮上，经过了试验验证，取得了良好的效果。     

微点火阵列动态输出压力测试

选用PVDF压电薄膜作为传感器,设计了微小型火工品输出压力测试装置,该装置测压范围为10～800MPa,其传感器有效面积小于1.5mm×1.5mm,并进行了微点火单元输出压力测试。测试结果表明:该测试装置用于微小型火工品输出压力测试时具有可量化、响应快、精度高等优点。     

楔块式火工分离机构的设计与强度校核

对一种为高速导弹设计的楔块式火工分离机构的薄弱环节进行了受力分析与强度校核,基于失效分析方法得到内筒螺纹段是影响分离机构总体载荷强度的关键,其最大承载力为21.6kN;通过对该机构进行分离能力与承载力试验,得到其分离时间为1.2ms左右,平均最大承载力为21kN左右。试验表明理论强度校核方法能准确估算出机构的最大承载力,可为类似航天器火工装置的设计提供有益参考。     

引信MEMS延期解除保险机构

针对传统引信延期解除保险机构结构尺寸大、保险距离短和延时时间散布大等问题,设计了根据弹道实时信息实现延期解除保险的MEMS指令锁延期保险机构。该机构由电推销器,金属簧片式柔性锁臂和活动腔组成,通过弹道实时信息控制电推销器发火,将柔性锁臂推入活动腔,实现延期解除保险的功能。分析了中大口径榴弹引信结构特征和发射内外弹道环境,模拟了电推销器的推力作用过程,利用ABAQUS有限元仿真软件对所设计结构进行仿真分析,对基于UV-LIGA工艺制作的原理样机进行了离心环境试验和电推销器配合试验。仿真和试验结果表明,该机构用于引信MEMS安全保险系统,可保证引信安全状态和可靠解除安全保险状态,且能够根据电路控制电推销器发火实现延期解除保险功能,可保证炮口安全距离和实现在弹道轨迹的不同点解除保险的功能。     

高低温循环保存下片状变燃速发射药的燃烧稳定性

为了研究片状变燃速发射药在高低温循环保存下的燃烧稳定性,将样品形貌及燃烧性能变化作为考察依据,以70℃高温10 h,-50℃低温10 h为一个循环周期,对片状变燃速发射药样品进行了20次高低温循环保存。通过光学显微镜观察了高低温循环前后片状变燃速发射药的表面形貌,利用密闭爆发器测试了高温50℃、常温20℃、低温-40℃下高低温循环前后片状变燃速发射药的燃烧性能。显微观测发现经高低温循环后,片状变燃速发射药表层气泡扩大增多,发射药断面出现塑性形变现象,内外层界面结合保持紧密,没有开裂与脱黏。密闭爆发器试验反映了该类型发射药经过高低温循环后,高温、常温、低温下动态活度曲线与高低温循环前都基本重合,动态活度变化值ΔL最大值出现在低温条件下,为2.57%,能量渐增性释放规律基本不变。高低温循环下,片状变燃速发射药在高压常温-低温阶段的燃速温度系数对比原样在相同条件下显著降低,高温与低温下片状变燃速发射药的压力指数差距对比原样在相同条件下减小。结果表明,片状变燃速发射药在高低温循环条件下界面和燃烧性能稳定,具有较好的变温贮存稳定性。     

颗粒固结发射药作随行装药的应用研究

将颗粒固结发射药应用于随行装药技术,提出了一种新的随行装药方案。通过密闭爆发器与30 mm弹道炮试验,对该随行装药的点火延迟时间、力学强度、燃速和燃烧性能的稳定性进行了研究。结果表明,依托随行装药高力学强度,延迟机构可对随行装药点火延迟时间进行控制。初步验证了该随行装药的燃烧性能基本稳定。增加延迟机构的厚度、乙基纤维素(EC)含量,均可使随行装药点火延迟时间延长。增加随行装药的粘结剂含量、压制密度,均可使其力学强度增加、燃气释放速率降低。随行装药具有较高的燃速,粘结剂含量5%、压制密度1.5 g·cm-3时,随行装药燃速最大值是6/7发射药的46倍。主装药量113 g、延迟机构厚0.4 mm时,在最大膛压基本不变的情况下,随行装药在内弹道试验中的初速较标准弹丸初速增加73.3 m·s-1,增幅约8%。     

液氧/甲烷推进剂分级燃烧火箭燃烧室的研究

利用小尺寸的推力室对以液氧/甲烷为推进剂的分级燃烧火箭燃烧室进行了试验鉴定。对富燃料的预燃室和主燃烧室进行了单独试验,并且在主燃烧室压力为7～9.6兆帕、氧化剂与燃料的混合比为3.1～3.7、预燃室燃气温度为760～1070K、推力为4.6～6.4千牛的条件下,对预燃室和主燃烧室的组合装置进行了试验。用不同类型的主喷注器和不同类型的预燃室喷注器鉴定了预燃室和主燃烧室的性能、主燃烧室内的热流分布和主燃烧室壁上和喷注器面上的积炭情况。推导出一种计算主燃烧室效率的经验公式。在组件的任何部位均未发现明显积炭,也没有发现因燃烧室壁积炭而使热流明显降低。     

国外牵制释放发射技术研究现状

综述了国外在垂直发射运载器时所使用的牵制释放发射装置的设计现状和分析牵制释放发射过程中运载器结构动态响应的进展,总结了国外牵制释放发射装置的主要设计特点和开展运载器牵制释放发射结构动态响应分析中的主要工作,针对一种新型强制式牵制释放装置提出了开展牵制释放技术研究过程中需要注意的一些问题.     

运载火箭减载缓释机构缓释特性分析

为了提高发射可靠性,未来的运载火箭拟采用牵制释放系统.以一种新型强制式牵制释放系统为例,应用结构分析软件MSC/Marc建立了分析该系统中减载缓释机构缓释特性的有限元模型.计算结果表明:缓释销选用应变率无关型材料时,该机构的缓释力-行程曲线受火箭起飞速度等因素的影响较小,运载火箭的缓释行程以及缓释力-行程曲线可由减载缓释机构的设计来准确的控制.该机构对机械加工精度的要求不苛刻,易于加工.在选择缓释销的材料时应注意缓释过程中销内部可能出现的中心破裂.     

多轴振动环境试验的技术、设备和应用

综述了多轴振动环境试验的技术特点和发展现状，研究了多轴振动环境的模拟方法，讨论了多轴振动环境试验条件的定义、系统的技术关键和解决途径，介绍了多轴振动台和多轴振动控制系统的主要原理和技术性能以及多轴振动环境试验在航天产品研制过程中的应用。由于多轴振动试验技术能够更真实地模拟外场使用环境，因此为航天产品的设计评定提供了更有效的手段     

基于微型光电设备的典型靶标形状识别引导

针对无人机回收中采用图像方式进行导航给靶标识别跟踪可靠性带来的巨大挑战,基于多自由度微型光电设备对典型靶标识别引导进行研究,重点研究基于典型靶标对无人机进行视觉引导.通过颜色分割和形状识别快速捕获典型靶标,对靶标进行精确的空间姿态、运动信息测量,结合多自由度微型光电引导设备的空间角位置、角速度等姿态测量信息,计算无人机引导参数,并通过典型靶标识别仿真.结果表明:利用颜色分割和形状识别方法可以快速的捕获靶标,同时结合微型光电设备的测量数据,可以较好地实现无人机引导参数的精确计算.     

导套式椭圆超声镗削模拟实验研究

椭圆超声振动切削技术的研究绝大多数针对非导套结构装置,针对导套结构对椭圆超声振动切削装置进行了研究。在分析椭圆超声振动切削机理的基础上,通过切削实验发现采用导套结构镗削装置椭圆超声振动切削仍然具有降低切削力、提高加工精度等优势。在相同实际背吃刀量时,吃刀抗力椭圆超声振动切削降为普通切削的19. 6%. 主切削力椭圆超声振动切削降为普通切削的31%. 在理论背吃刀量0. 050 mm 时,椭圆超声振动切削实际背吃刀量接近理论背吃刀量,实际背吃刀量0. 045 mm;普通切削实际背吃刀量和理论背吃刀量相差较大,实际背吃刀量 0. 032 mm.     

HHT方法在遥测振动信号检测中的应用研究

介绍了HHT的基本原理、特点、存在问题及解决手段,应用该法对仿真振动信号和遥测振动信号进行了处理分析,结果表明其能够有效地对非线性、非平稳振动信号进行分解,且具有自适应性,在时域和频域内具有较好的分辨能力,分解出的分量具有较为清晰的物理意义,由于其表示结果的多样性,可以对单个分量做进一步精确分析,能够检测出信号的突变,并能定位突变的时间点,为飞行器飞行状态判定、优化方案设计以及故障检测提供重要依据。     

风洞动导数俯仰振动试验装置的设计

针对动导数试验采用的自由振动法存在抗干扰能力弱,不能控制振幅和频率等缺点,采用强迫振动方法对风洞动导数俯仰振动试验装置进行设计。利用平行双曲柄机构原理,通过飞行器模型在风洞中以给定的振幅、频率完成俯仰正弦振动运动,模拟实际飞行状态测得俯仰姿态下的动导数,并通过实例进行校核验证。结果表明:该装置具有很高的强度和刚度,能更准确地模拟飞行状态,提高试验测量精度。     

综合传动装置内部激励与箱体振动特征的试验研究

综合传动装置的振动问题将导致寿命降低,可靠性变差,影响传动的平稳性及品质,其内部激励与箱体振动特征之间的映射关系是目前研究的难点之一。为获取某型综合传动装置内部激励与箱体振动特征之间的映射关系,设计了试验方案,提出了多测点与多工况的综合传动装置箱体台架振动测试与信号耦合分析方法,获取了某型综合传动装置内部激励与箱体振动特征之间的映射关系。结果表明：试验研究分析方法可确定综合传统装置振动激励源的具体位置,以及要控制的振动优势频率,为箱体的结构优化奠定了基础。     

距离和与其变化率跟踪数据的时间对齐

航天运载器的精度分析需要高精度的量测数据，时间不对齐量是影响连续波雷达的主要误差源。利用样条函数，建立了关于连续波雷达所测距离和与其变化率之间时间不对齐量的精确的非线性回归模型，由此得到时间不对齐量的估计。理论分析和仿真计算表明，该方法具有很高的精度。该方法应用于实测数据处理，已取得令人满意的结果