压紧杆式太阳翼自动化加载设备设计与验证

基于对国内外太阳翼压紧释放机构预紧实施的现状及存在问题的研究,开展设备小型化、轻量化、可视化设计,研制了一种电机驱动拉伸压紧杆的力反馈型自动化加载设备。该设备采用特制的夹紧接口,并利用凸轮原理解决了狭小空间内压紧杆的的夹紧难题;采用拉力传感器和力反馈系统等将太阳翼压紧杆预紧力施加精度控制在5%以内,有效地解决了预紧力加载的精度问题和自动预紧问题。为验证设备性能,开展了预紧力误差分析,设计了一套采用电阻应变片实时测量预紧力的方案,得出设备工作时预紧力的变化情况。试验结果表明,自动化加载设备不受人员技能水平的影响,绝对精度最大值为3.11%,单次加载时间小于1 min。     

二元同步涨缩无侧隙环缝焊接装置的应用研究

针对运载火箭薄壁管形件焊接装配同心度和同轴度越来越高的需求,研发了同步涨缩无侧隙环缝焊接装置。着重阐述了二元同步涨缩无侧隙环缝焊接装置的结构、焊接装置的共轭条件等。通过试验证明,二元同步涨缩无侧隙环缝焊接装置能自动保证对接件形面的同心度、同轴度、直线度及对接部件壁厚的均匀度,可以实现不同直径、不同长度的管路零件定位和焊接一次完成。     

航天非火工压紧释放装置研究综述

压紧释放装置是航天器机构系统中的核心部件,决定了连接承载能力与分离冲击大小。针对航天器对于低冲击解锁分离装置的迫切要求,梳理了近期国内外记忆合金、热切割、石蜡致动和电磁致动4类航天非火工压紧释放装置的相关研究进展,分别对其技术途径、作动机理、性能参数等进行介绍与评述。对国内外研究进行对比分析,总结了我国非火工压紧释放装置技术领域亟需突破的研究方向与关键技术,例如轻量化、低冲击、宽温度范围、高响应速度与高一致性、可重复、低成本。     

小直径超薄壁管纵缝的激光焊接

小直径超薄壁管纵缝焊接的主要问题是烧穿,解决这个问题的关键是严格控制焊接接头的装配质量及焊接工艺。本文介绍了采用激光焊接小直径超薄壁管纵缝的焊接经验,对整个生产过程中的关键问题进行了分析。     

新型柔索式杆束结构压紧释放装置

针对空间机械臂、空间可展开天线等空间机构在收拢状态的杆束结构压紧与释放问题，提出一种基于柔性索捆绑压紧与热刀释放的新型压紧释放装置。建立了柔索式压紧释放装置锁紧状态的力学模型，分析了静态压紧和考虑惯性载荷情况下的绳索预紧力变化情况，得到了满足可靠压紧的绳索预紧力设计值。基于质量和刚度等效，设计了机械臂杆束结构力学等效件，并进行了正弦与随机振动力学试验。试验结果验证了所设计的柔索式杆束结构压紧释放装置的可行性，并可以推广到具有复杂包络的杆束结构压紧释放中。     

运载火箭发动机喷管变形机构型综合分析研究

为有效缩短箭体长度,增大喷管扩张比,提高发动机比冲,对运载火箭发动机进行了喷管变形机构型综合分析。首先分析了国内外喷管变形机构发展历程,在此基础上系统总结了喷管变形机构的典型应用,并对典型喷管变形机构进行了方案分析,研究了其组成原理和功能设计特点,最后基于机构拓扑图分析方法给出机构构型方案及设计方法。介绍了国内外相关喷管变形机构各构型方案运动原理及设计特点,并综合分析评价了各方案,提出了喷管变形机构技术发展建议,可为运载火箭发动机变形机构设计提供支撑。     

星载天线指向精度建模与分析

随着天线定位机构运动日趋复杂以及对定位机构任务要求的不断提高,提高指向精度已成为星载天线机构能力提升的核心。综合考虑卫星姿态控制误差、展开机构误差、双轴驱动机构误差和反射面误差等因素,利用齐次变换矩阵得到天线指向运动学误差等式,从而得到天线指向精度分析的一般方法。以某星载点波束定位机构为例,对各误差源的影响进行了分析,...     

含间隙卫星天线双轴定位机构动力学仿真分析

以某卫星天线双轴定位机构为对象,研究运动副间隙对天线定位系统运动特性的影响,采用非线性等效弹簧阻尼模型建立间隙处的接触碰撞模型。同时采用Coulomb摩擦模型考虑运动副间隙处的摩擦作用,并将其嵌入到ADAMS多体系统动力学分析软件中,基于虚拟样机技术建立了含运动副间隙的卫星天线双轴定位机构动力学模型,并采用ADAMS进行了动力学仿真,分析运动副间隙对天线双轴定位机构动力学特性的影响,以及间隙大小对双轴定位机构动力学特性的影响。仿真结果表明,运动副间隙对卫星天线双轴定位机构运动特性有显著的影响,可以较好的预测运动副间隙对双轴定位机构的影响。     

铝制罐体自动焊琴键式气压装置的设计与制造

根据大型铝制罐体纵缝自动焊的现场生产需要 ,设计和制造了五米琴键式气压装置 ,在拼焊铝制罐体的纵缝时 ,实现了单面焊双面成形及正反面获得均匀平直的优质焊缝 ,并有效地控制了焊接变形。     

空间站实验舱柔性电池翼约束释放机构设计与验证

柔性太阳电池翼国内首次在中国空间站成功应用，是空间站系统最复杂、难度最大的机电产品之一，而约束释放机构作为柔性太阳电池翼系统的关键构成，用于实现太阳翼上升段压紧保护和在轨段解锁释放，其成败直接影响航天器任务成败。基于任务需求，本文介绍了柔性电池翼约束释放机构的构成、工作原理、详细设计以及仿真验证和在轨应用情况，分析其技术特点及关键技术。地面验证及在轨飞行试验验证了约束释放机构设计的正确性与合理性，为我国航天器多点大面积可重复压紧及解锁方面提供了一种新颖且可靠的解决方案。     

运载火箭性能计算一体化优化设计系统分析与设计

运载火箭性能计算一体化优化设计系统在运载火箭方案论证设计阶段中有着重要的应用价值。本文在面向对象方法学的指导下，建立了运载火箭性能计算一体化优化设计软件系统的对象模型、动态模型以及功能模型，划分了系统的组成模块，利用Visual studio 6．O和Office2000开发实现了该软件系统。对象技术的应用使得系统具有良好的通用性。该软件系统可以完成不同型号运载火箭和不同优化设计性能要求的仿真优化计算，软件具有较好的稳定性、可重用性和可维护性。     

中国运载火箭液体动力系统发展方向研究

阐述了液体动力系统发展规划研究对运载火箭的重要意义,梳理了国外运载火箭液体动力系统发展态势,初步提出我国运载火箭液体动力系统发展需求及重点发展方向规划,为我国运载火箭液体动力系统发展和航天强国建设提供参考。     

基于RBCC的天地往返运载器动力方案研究

基于火箭基组合循环发动机(RBCC)的结构组成、工作过程和特点,结合某吸气式重复使用天地往返运载器所提出的动力需求,分析了采用RBCC组合循环发动机作为该运载器动力方案的可行性和动力系统指标,设计并计算了RBCC组合循环发动机在各个工作模态下的性能参数.针对相同的运载器使用要求,采用相同的总体和气动力参数,通过飞行弹道仿真,计算和比较了采用RBCC发动机和纯火箭发动机两种动力方案的天地往返运载器方案.研究结果表明,相对于纯火箭动力,采用RBCC动力能明显减小运载器的燃料消耗,并增大其航程.     

基于桥接模式的双网络重复使用运载器控制系统冗余技术

根据重复使用运载器因面临恶劣电磁环境而对控制系统提出的可重用、高可靠性要求,提出了一种基于桥接控制器的四余度1773A光纤总线双网络冗余控制系统方案。该方案在实时性、数据处理、缓解信息拥塞、电磁兼容性等方面具有较好的优势,控制系统实现了集控制、传感、通信、网络、故障诊断与容错处理于一体的功能。通过对计算机、综合控制器、伺服机构等关键部组件及系统级总线进行冗余设计,提高了系统的可靠性。     

神经网络修正的速度约束辅助车载SINS定位算法

对于车载全球导航卫星系统(GNSS)/捷联惯性导航系统(SINS)组合导航系统，针对GNSS失效而SINS单独工作时仅使用速度约束辅助SINS其纵向位置误差逐渐发散的问题，提出一种神经网络修正的速度约束辅助车载SINS定位算法。通过径向基函数(RBF)神经网络预测SINS纵向位置误差修正系数，以提高SINS单独工作时的定位精度；此外，提出一种限定记忆指数加权实时估计量测噪声的自适应滤波算法。在人为设置GNSS失效以及真实隧道场景下进行车载试验，结果表明本文算法能够在不停车情况下在线修正SINS纵向位置误差，相比于速度约束与卡尔曼滤波相结合的常规算法，有效地提高了GNSS失效时的车载SINS定位精度。     

LM-11——The Main Force in China's Small Launch Vehicles for Commercial Launch

The Long March 11 launch vehicle(LM-11) is the only solid launch vehicle within China's new-generation launch vehicle series, enabling a full spectrum of Chinese launch vehicles. Compared with other China's LM series launch vehicles, it has the shortest launch preparation time. With the characteristics of appropriate launch capability, quick response, easy-to-use, flexible operation, universal interface and strong task adaptability, LM-11 can better meet the launch requirements for various small networking satellite, replacement and for emergency use. After four successful launches, LM-11 has become the main Chinese launch vehicle oriented to the international small satellite commercial launch market.     

基于故障模式分析的运载火箭发射决策系统推理技术研究

结合运载火箭诊断推理的精确定位和快速诊断决策的实时性要求,建立了分布式诊断系统的系统结构,实现诊断任务的分配与协调;通过面向故障的反向推理和深度推理方法,完成故障的精确定位;在精确推理的同时,结合故障分级诊断的推理策略,对推理的精度和实时性进行综合处理。为基于故障模式分析的运载火箭发射决策系统的建造提供了技术支持。     

微小卫星解锁分离装置主结构设计分析及优化

文章介绍了某小卫星包带式星箭解锁分离装置初样产品的设计方案,建立了该装置的有限元模型,并通过轴向压缩静力试验验证了该模型的有效性。卫星用质心处的集中质量点代替,对解锁分离装置进行了模态与静力分析,验证了其主结构设计的合理性,同时还具有较高的安全裕度和可优化空间。以卫星总质量为目标函数,解锁分离装置主结构各构件的壁厚为设计变量,并以初样产品的横向、轴向和扭转的基频以及其主结构强度满足设计要求为约束条件,进行了灵敏度分析和优化设计,优化后的解锁分离装置总质量减少了1.5 kg。     

微小卫星三机异构一体化计算机设计

当前微小卫星的星载计算机与运载计算机多分别采用不同结构的计算机系统设计,导致资源浪费和运载计算机的可靠性较弱。文章提出了一种微小卫星一体化计算机的设计,即采用三机异构备份的设计方案。在发射运载阶段,以数字信号处理器（DSP）为核心的运载计算机作为主机,以高性能FPGA为核心的时变计算机作为备机;在在轨运行阶段,以ERC32处理器为核心的卫星平台计算机作为主机,时变计算机经重构后作为备机。此设计不仅提高了运载计算机的可靠性,而且对卫星平台电子系统在能源、热控、遥测遥控、有效载荷、姿态轨道控制等方面的综合管理能力也有全面提升,并且还具有灵活的扩展性和较强的适应性。