杨桂春[1]2002年在《卫星密封舱内流动的地面模拟实验及数值计算》文中研究表明航空航天技术领域中，如何在地面重力环境中实验模拟空间微重力条件下的流动与传热，具有重要意义，但至今尚未得到很好的解决。本文的目的就是研究微重力环境下卫星密封舱内对流换热的地面模拟实验问题。根据实际情况，建立切实可行的地面模拟技术，建成地面模拟实验装置，然后对其密封舱内的流动情况进行了地面实验，并且对其中一个型号的密封舱建立了数学模型，用FLUENT软件计算得到速度场。 我们知道，地面的对流问题大部分都是自然对流与强迫对流并存的混合对流。假设空气低速流动并且物性恒定，通过理论分析，得出地面冷态模拟实验的合理性，并论证了可行性。在该理论的指导下，分别对两个型号卫星密封舱的流动情况进行了实验研究，实验结果给出舱内的速度分布情况，并与要求的速度分布比较，由此对设计方案提出合理建议。 由于实验条件及实验原理的限制，不能从总体上了解整个密封舱内的流动情况，数值计算则可以弥补这一缺陷。计算使用有限差分软件FLUENT，建立了简化的叁维模型，控制方程采用K-ε双方程模型，计算了无重力条件下密封舱隔舱内的流动情况。将计算结果与前面的实验结果相比，证明计算结果正确，并给出了直观的速度分布图。根据计算结果分析隔舱内的流动情况，得出与原分析一致的结论。
姬朝玥[2]2000年在《空间站舱内通风及分叉现象的研究》文中认为本文目的是研究空间站舱内通风及其对传热传质的影响,为空间站的热控系统及坏控生保系统的设计提供参考。首先对舱内空气流动进行了可视化实验,研究发现,一定的通风流量下,气流以45°角和30°角的方向沿狭长缝进入舱内后,随初始条件变化而具有不同的非对称的流动形态,即出现分又现象。对于60°角狭长缝斜进风和间隔开口斜进风,流动形态对称,无分叉现象出现。本文还运用数值方法成功地模拟了45°角斜进风舱内的流动分叉现象,探讨了流量和计算初场的影响。研究表明,空气流量、进风角度、进风口大小等参数是决定舱内流动分叉现象出现与否的主要因素,这些参数均存在临界值,参数大于临界值以后,流动就会出现分叉现象。 提出了衡量舱内二氧化碳排放特性的参数,对常见通风方式的二氧化碳排放特性进行了数值研究,结合流动特性和换热特性,可知45°角交错间隔斜进风的综合性能较好。本文进一步研究了舱内通风对壁面结露特性的影响,建立了合理的物理模型和数学模型。研究结果表明,隔热层导热热阻较小时,通风可能会加速结露,也可能会抑制结露;导热热阻较大时,通风抑制结露。采取隔热与通风相结合的方法,可以有效地防止结露。另外,对防结露舱壁结构的质量构成进行分析研究后认为,舱壁质量增量存在最小值。适当增大内隔热层表面黑度,减小外隔热层表面黑度,选用导热系数较低的内外隔热层材料,可以减小质量增量,达到舱壁结构轻量化的设计目标。 分析了热缩比和减压模拟技术,将两者结合,提出了在地面重力环境下模拟微重力流动换热的缩比—减压技术,用数值实验的方法进行了验证。本文还提出了地面传热实验的微重力修正方法,用数值算例进行了分析研究。将这种微重力修正技术与缩比—减压模拟技术相结合,可以利用地面实验,得到对地面正样传热实验结果进行微重力修正的公式。论文还以垂直集中进风为例,对舱内的换热特性进行了数值模拟,发现低雷诺数k-ε湍流模型计算所得的舱内壁面换热特性可以较好地与实验结果吻合。
朱凼凼[3]2012年在《微流星体高速撞击航天器防护结构地面模拟实验研究》文中研究说明空间环境随着人类太空活动的增多而日益恶化，在轨运行的航天器受到空间碎片和微流星体高速撞击的威胁也不断增大，迫切需要开展航天器防护结构抵御空间碎片和微流星体撞击特性研究。目前，人们往往采用铝合金球形弹丸来模拟空间碎片开展地面高速撞击实验。对于微流星体，由于其物性复杂，撞击特性难以掌握，一般借用模拟空间碎片的铝合金弹丸撞击防护结构损伤特性数据开展微流星体撞击风险评估并进行防护结构设计，这将可能导致“过设计”或“欠设计”。随着载人航天尤其是深空探测事业的发展，微流星体已成为航天活动不可忽略的重要风险因素，迫切需要研究典型微流星体高速撞击航天器防护结构的损伤破坏效应。基于以上背景，针对微流星体高速撞击航天器防护结构的损伤破坏效应问题开展了探索性研究工作。系统地研究了微流星体模拟材料选择原则、弹丸制作技术、弹丸高速撞击实验技术、仿真验证等问题，分别选取高脆性高熔点、高脆性低熔点、多孔脆性等典型材料制作模拟弹丸，开展微流星体高速撞击航天器防护结构损伤破坏效应的地面模拟实验与数值仿真研究，获得了一些基础数据，可以为航天器防护结构设计和风险评估提供技术支撑。主要研究内容如下：首先，在微流星体物性特性分析基础上，提出了模拟微流星体弹丸材料的选择原则及其弹丸制备方法。根据微流星体化学组成成份及其物理力学特性已有研究成果，针对高脆性高熔点、高脆性低熔点、多孔脆性等叁种典型物性微流星体进行研究，提出了用金刚石材料弹丸模拟高脆性高熔点微流星体，用火山岩或硅酸盐质材料模拟多孔脆性微流星体，用冰质材料模拟低熔点高脆性微流星体的研究方案，并研究弹丸制备方法。针对微流星体具有形状不规则、易破碎、易融化等特点，从弹托设计、垫片选择、制冷装置配备等方面研究不同特点弹丸的高速撞击实验弹丸发射技术。高脆性高熔点微流星体弹丸硬度高，打磨难度大，制作成的弹丸往往具有不规则形状，提出设计内喇叭状的弹托以确保不规则的高脆性高熔点微流星体弹丸高速撞击靶板，并取得成功；多孔脆性微流星体弹丸承受发射过程产生的冲击波时极易发生破碎，在弹丸和弹托之间加入一种EVA橡胶阻抗材料垫片，可确保弹丸在发射过程中不会提前发生破碎，保障其着靶前的完整性；高脆性低熔点微流星体弹丸采用模具注水的方式制作，由于具有在常温下易融化的特点，采用加装专用制冷设备的方式来确保低熔点冰弹丸发射成功。地面实验表明，叁种高速撞击实验技术是可行、有效的。研究了高脆性高熔点微流星体对航天器Whipple防护结构的撞击特性，并与空间碎片高速撞击损伤效应进行对比分析。选取金刚石颗粒制作的微流星体弹丸，开展了9次地面模拟实验，分析了4组典型数据，获得了高脆性高熔点微流星体高速撞击Whipple防护结构的损伤效应，根据弹丸在一定速度下会产生石墨化现象，提出了中低速、高速下防护此类微流星体撞击的设计重点。结果表明，随着撞击速度的不断增大，后靶板的高温高压效应也越大，导致金刚石弹丸从完全的金刚石成份过渡到金刚石石墨混合成份再过渡到完全的石墨成份，并得出了碳质微流星体石墨化现象是区别高熔点高脆性微流星体与空间碎片损伤效应的主要原因；通过损伤效应分析得出，如果采用等质量和等尺寸的铝合金弹丸对高脆性高熔点的微流星体进行风险评估，可推测出防护结构是欠设计的。针对微流星体存在不同矿物质成份的特点，通过地面实验和数值仿真研究了多孔脆性微流星体高速撞击航天器Whipple防护结构的损伤破坏问题。采用天然的火山岩和人工制备的硅酸盐质弹丸，分别开展了7次和11次高速撞击实验，选取5组和6组典型实验结果进行分析，获得了在不同撞击速度下多孔脆性微流星体对防护结构的撞击损伤效应，并通过仿真分析了损伤规律，得到了此类微流星体的撞击损伤效应比同速同质的空间碎片模拟弹丸铝合金要小的结论。结果表明，由于火山岩和硅酸盐质弹丸具有多孔脆性特性，在撞击前靶板后，弹丸破碎程度高，形成的碎片云也很均匀分散，从而削弱了对后靶板的撞击损伤效应，相比同质量铝弹丸而言，其撞击损伤效应要弱；分析表明如果采用等直径的铝合金弹丸对多孔脆性微流星体进行风险评估，可以认为防护结构是过设计的。最后，针对微流星体的主要来源彗星中存在大量固态冰的现象，对高脆性低熔点微流星体弹丸高速撞击航天器Whipple防护结构的损伤特性进行了研究。采用低温环境中制备的冰弹丸模拟高脆性低熔点微流星体，开展了12次高速撞击实验，选取5个典型结果进行分析，得到了在高脆性低熔点微流星体撞击下前靶板发生变形、穿孔、裂纹和撕裂的损伤特性。通过数值仿真计算了高脆性低熔点冰弹丸高速撞击防护结构的损伤特性，拟合得到了防护结构的撞击极限曲线，并与铝合金弹丸撞击极限曲线进行对比分析。结果表明，冰弹丸撞击前靶板的损伤模式以花瓣型撕裂为主，前靶板的损伤范围远大于弹丸几何尺寸，随弹丸速度的增加，碎片云撞击速度也不断增加，导致对后靶板的损伤程度增加；通过比对仿真获得的撞击极限曲线可知，如果采用等尺寸的铝合金弹丸对高脆性低熔点微流星体进行风险评估，可以认为防护结构是过设计的。综上，研究所获得的地面实验和仿真数据以及高速撞击损伤规律对优化航天器防护微流星体结构设计和风险评估具有一定的参考价值，这些成果对保障在轨航天器长期、可靠、安全运行具有重要的指导意义。特别是关于微流星体弹丸材料选择和实验方法，以及高脆性高熔点、高脆性低熔点、多孔脆性模拟微流星体弹丸高速撞击典型航天器防护结构损伤效应分析成果对于建立微流星体防护设计系统具有工程应用参考价值。
沈自才, 闫德葵[4]2014年在《空间辐射环境工程的现状及发展趋势》文中指出空间辐射环境是航天器在轨运行所面临的重要环境要素之一,因其诱发的单粒子效应、总剂量效应、位移损伤效应、表面充放电效应、内带电效应等既可引起航天器材料、器件、结构等在轨损伤、性能退化甚至失效,然而又可以利用其开展空间育种等活动。文章从空间辐射环境与模型、空间辐射效应及机理、空间辐射环境与效应试验的评价标准、空间辐射环境效应试验方法、空间辐射环境与效应地面模拟试验设备、空间辐射环境与效应数值模拟、空间辐射环境与效应飞行试验及抗辐射加固技术等角度对空间辐射环境工程的现状进行了评述,进而提出了空间辐射环境工程各个领域的发展趋势。
刘峰[5]2010年在《盾构掘进模拟试验系统及土压平衡技术研究》文中进行了进一步梳理盾构掘进综合了包括光、机、电、液、传感、信息在内的多种学科应用技术,作为专用隧道工程机械,盾构掘进机具有开挖切削土体、输送土渣、拼装隧道衬砌、测量、导向、纠偏等功能。目前国内正在大规模开展隧道工程建设,而国内盾构掘进技术研究尚处于初期。基于掘进机地质适应性和现场施工环境特殊性的特点,有必要采用物理模拟方法研制高水平的掘进机综合模拟试验平台,完善全断面掘进机设计技术,尽快掌握核心关键技术,提高盾构掘进系统可靠性。本文以盾构模拟掘进试验系统为研究基础,首先基于实用性和先进性要求对土层模拟加载试验系统进行了设计;根据实际盾构的结构特点和施工过程,完成模拟盾构的电液控制系统设计;针对试验台电液控制系统的监控要求,利用PLC和LabVIEW软件搭建了试验台的监控系统;通过理论分析推导了土压平衡控制数学模型,基于ANFIS推理系统,并应用多模型自适应土压平衡控制系统,通过实验数据对控制系统的性能进行仿真研究。本文的主要研究内容如下:第一章先对盾构掘进机的施工原理、组成结构及分类等基本知识进行介绍,随后讲述了盾构掘进机的历史及国内外发展历程,对国内外的盾构试验系统和压力控制技术研究进行详细叙述,并针对目前试验系统设计及研究中的不足提出了本课题的研究意义和主要研究内容。第二章设计了利用液压缸加载方式对土体进行加载以模拟现实掘进环境的加载试验系统。根据功能要求采用Soliworks完成加载执行机构及模拟土箱的结构设计,采用Ansys软件对结构强度进行校核。基于不同地质和掘进工况特点对加载驱动液压系统进行设计,完成了设计计算和元件选型。同时也对加载系统中的其他辅助系统和装置进行了设计。第叁章采用模块化设计方法对模拟掘进机的结构进行设计,并根据实际盾构的施工原理和掘进试验功能要求完成了模拟盾构的电液比例驱动系统的设计,主要包括刀盘驱动系统、推进和铰接系统、螺旋输送系统和管片拼装机系统。同时还设计了泥水加压系统和同步注浆系统,为试验模拟完整的盾构掘进过程奠定基础。第四章根据试验现场监控的功能需求完成了试验台监控系统软硬件结构的设计,使用基于Profibus-DP总线的PLC控制系统实现现场数据采集和底层控制功能。在上位机中使用LabVIEW完成人机界面的开发和数据管理系统的设计,对上位机通信、监控界面的设计特点、数据库和控制算法的开发进行了阐述。第五章建立了土压平衡控制系统、推进系统和螺旋输送机系统的数学模型,通过理论分析推导得到了推进压力、推进速度和螺旋机转速与土舱压力之间的关系。采用ANFIS推理系统匹配和逼近特定土质下的土压平衡控制模型,结合多模型控制技术设计了变工况复杂地质环境下的土压平衡控制系统,采用叁种典型土质条件下的实验数据对切换和加权策略下的两种控制系统的性能进行仿真研究,结果表明基于ANFIS控制器的多模型控制系统在变工况及复杂掘进地质环境中能够达到良好的控制效果。
参考文献：
[1]. 卫星密封舱内流动的地面模拟实验及数值计算[D]. 杨桂春. 北京工业大学. 2002
[2]. 空间站舱内通风及分叉现象的研究[D]. 姬朝玥. 清华大学. 2000
[3]. 微流星体高速撞击航天器防护结构地面模拟实验研究[D]. 朱凼凼. 哈尔滨工业大学. 2012
[4]. 空间辐射环境工程的现状及发展趋势[J]. 沈自才, 闫德葵. 航天器环境工程. 2014
[5]. 盾构掘进模拟试验系统及土压平衡技术研究[D]. 刘峰. 浙江大学. 2010
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