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被动吸水材料在载人航天器湿度控制中的应用研究 总被引:2,自引:0,他引:2
结合载人航天器密封舱的实际情况,建立简化的理论分析模型,分析载人航天器内被动吸水材料热、湿传递过程,并讨论了影响湿度控制方案的几个主要条件。系统描述了被动吸水材料设计方案和性能。通过地面湿度扩散试验和飞行试验,验证了该设计方案,证明被动吸水材料设计方案合理可行,在其它湿度控制措施共同作用下,能够满足载人航天器湿度控制的要求。 相似文献
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载人航天飞行是一项耗资巨大、变量参数很多、非常复杂的系统工程,保证其安全、可靠是进行航天器设计时必须考虑的重要问题。经过近40年的发展,其技术水平取得了很大的进步,载人航天器性能及可靠性也有了极大提高,并逐渐趋于成熟。但是追踪国外已公布的飞行试验结果发现,尽管设计人员尽心尽力,一再力 相似文献
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舱压对载人航天器密封舱姿态光学敏感器安装精度影响分析 总被引:1,自引:1,他引:0
姿态光学敏感器是航天器在轨姿态控制的重要部件,其安装精度直接影响航天器的姿态控制精度。为了研究舱压对载人航天器密封舱姿态光学敏感器安装精度的影响,以某载人航天器密封舱外安装的姿态光学敏感器为研究对象,通过对其安装精度要求、安装状态与舱体变形情况的分析,提出了一种敏感器在设计阶段布局的分析方法。在地面进行了模拟充压试验,验证了分析方法的有效性。根据分析和试验结果在型号后续设计中进行了相应的布局改进,改进结果满足了敏感器安装精度要求并经过了飞行试验验证。 相似文献
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面向载人航天器飞行任务仿真需求,根据载人航天器的特点以及高层体系结构(HLA)技术,提出了基于高层体系结构的载人航天器飞行任务仿真平台方案,设计实现了由运行管理、飞行指令、数据记录、数据可视化等功能,以及涵盖轨道、姿态、能源、动力学等多个专业仿真模型组成的仿真平台,给出了应用实例,并就仿真平台开发中的联邦开发过程、仿真模型接口软件、飞行场景三维可视化等关键部分进行了探讨。与单一的飞行任务仿真软件相比,该分布式仿真平台覆盖的专业面更全,验证内容更丰富,可扩展性更强。随着载人航天器系统飞行任务复杂程度的提高,通过对仿真平台的扩展和重用,可适应新的任务验证需求。该仿真平台可为复杂载人航天器的飞行任务设计验证提供依据,并对基于HLA的其他航天器仿真系统的联邦设计与开发具有一定的参考价值。 相似文献
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气动泄压阀是载人航天器气闸舱泄压、生活舱换气的关键单机之一,其可靠性直接关系到航天员出舱活动、在轨生活保障的成败。本文对载人航天器气动泄压阀的可靠性设计、可靠性预计、可靠性试验以及可靠性评估技术进行了介绍,通过一系列可靠性保障措施,使气动泄压阀可靠性得到增长,在载人航天器飞行试验中得到了有效验证。 相似文献
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载人航天器故障特点及其诊断技术的研究展望 总被引:7,自引:0,他引:7
载人航天飞行是一项耗资巨大、变量参数很多、非常复杂的系统工程,保证其安全、可靠是进行航天器设计时必须考虑的重要问题。经过近40年的发展,其技术水平取得了很大的进步,载人航天器性能及可靠性也有了极大提高,并逐渐趋于成熟。但是追踪国外已公布的飞行试验结果发现,尽管设计人员尽心尽力,一再力求避免出现问题,可是实际飞行中各种故障仍是不断,重大事故也屡见不鲜。特别是由于有人的参与,一旦飞行中出现重大故障,将会造成惨重损失,因此,对于载人航天器的可靠性要求也远高于无人飞行器。对于一个由数十万个乃至上百万个机… 相似文献
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载人航天器设计中的可维修性技术研究 总被引:4,自引:0,他引:4
可维修性技术是载人航天器的主要特点之一,载人航天器总体布局和安装设计的重要任务之一就是为航天员营造出优良的工作与生活环境,通过可维修性技术提高载人航天器的使用寿命、降低制造成本。在设计初期就需将可维修性技术考虑其中,制定、编写相关可维修性技术的标准、规范及专项要求文件,通过相关专项地面试验,研制载人机动装置及专用工具,设计符合航天员信息感知机能特性的操作界面,逐步实现我国未来载人航天器在轨可维修性技术的实际工程应用,并在后续不断累积的在轨实际飞行试验中通过航天员操作,进一步完善、改进可维修性技术内容,最终形成具有适应我国特色的可维修性技术的研究体系。 相似文献
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氢氧火箭发动机是火箭的“心脏”,必须具备极高的可靠性,才能够保证发射成功。国内外针对氢氧火箭发动机开展了大量的可靠性工作。在发动机的研制阶段,通常是按照自下而上的思路,从组件的失效机理出发,开展稳健设计和试验验证,来保证氢氧火箭发动机的高可靠性。组件的可靠性工作主要是基于失效机理开展分析、监测、试验验证和设计改进;同时组件到系统的各种试验也为可靠性评估提供了数据,通过试验数据评估组件可靠性,根据评估结果可查找薄弱环节,进而改进设计。从基于失效机理和基于试验数据两个角度对相关的可靠性技术进行综述,分析发动机组件研制阶段可靠性工作存在的问题,并提出今后组件可靠性技术的发展设想。 相似文献
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滤光片是航天光学遥感探测器的关键部件,其环境稳定性直接影响到探测器的光谱响应特性。文章以现有的航天器、电子元器件、光学膜层等环境考核标准为基础,参考欧空局、DALSA(加拿大数字影像器件公司)等的考核条件,并结合在遥感相机研发生产过程中与滤光片相关的环境考核项目,首次提出了一套针对航天光学遥感探测器滤光片的环境考核方法,给出了考核项目、考核流程、参考试验条件、测试项目、测试方法。考核项目包括高低温循环、热真空、热存储、湿度、辐照考核;测试项目包括光谱特性测试、膜层牢固度测试。该方法已在遥感型号产品上实施并得到在轨和地面试验验证,可作为滤光片环境考核的参考。 相似文献
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冗余航天火工装置可靠性评估方法及应用 总被引:1,自引:0,他引:1
火工装置在航天领域有着广泛的应用,是航天关键产品,本身具有价格昂贵、高可靠性(多数要求达到0.9999以上)等特点。火工装置工作的成败,关系着人员的安危和任务的完成。产品在使用前,必须要通过试验来评估可靠性。因此对火工装置可靠性评估方法的研究有着重要的实际工程意义。针对冗余设计航天用火工装置,结合应力-强度等可靠性相关理论,采用强化试验思想提出了冗余设计航天火工装置的可靠性试验评估原理和可靠性试验验证方案。根据提出的原理及验证方案,首次通过试验评估并验证了冗余设计火工装置--某拔销器的功能可靠性,同时两种加严方式的试验也实现了相互验证,从而证明了提出的可靠性评估原理和试验验证方案的正确性及有效性,解决了小子样评估冗余类航天火工装置高可靠性的工程难题。 相似文献
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航天火工机构可靠性的强化试验验证方法 总被引:2,自引:0,他引:2
针对性能参数服从正态分布的一类航天火工机构,参照“应力-强度”模型,提出了一 种强化试验的小子样可靠性验证方法。试验中将火工机构性能参数置于相对额定条件更为严 酷的条件下,用传统的成败型试验方法评估其可靠性,然后结合火工机构的力学特性推导出 它在额定条件下的可靠性。公式的计算验证表明:利用本方法,在0.95的置信度下,只需要 少于10次的试验就能够评定0.9999~0.99999的可靠性。最后,文章对强化试验的设计方法 进行了说明。
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通过大量的焊接工艺试验、分析及工艺评定试验验证,确定了15CrMoR+In—coloy825复合板焊接及在15CrMoR基体上堆焊Incoloy825复合层最佳的焊接工艺规范参数及焊接工艺方法。熔敷金属(包括堆焊金属)的力学性能、化学成分及复合层的耐腐蚀性能等各项技术指标均达到了设计要求。 相似文献
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提高轨控发动机的真空比冲可以有效减少卫星变轨推进剂的消耗量,从而延长卫星的在轨工作寿命或增加有效载荷质量。介绍了我国在研的卫星用第三代铼/铱材料490 N发动机设计方案、技术攻关和试验情况,对工程化应用存在的问题进行了分析,并提出了改进和优化方案。在第二代490 N发动机的设计基础上,第三代490 N发动机成功攻克了可靠传热稳定工作喷注器、高性能喷注器与燃烧室匹配以及新型高温抗氧化材料制备等关键技术,真空比冲提高了10 s,达到325 s。两台发动机均通过了25 000 s鉴定级高空模拟热试车寿命考核,性能指标达到国际先进水平。但是针对试车子样数较少和铼/铱燃烧室制备工艺困难的问题,仍需进一步开展铼基体和铱涂层的高温性能研究,并继续优化发动机设计。 相似文献
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介绍了航天软件测试中常用的测试用例设计方法,描述了航天软件常采用的可靠性措施(如“三取二”冗余设计、时序冗余控制等),提出了采用等价类划分和因果图进行用例设计的方法,给出了其工程应用实例,并总结了软件测试需求分析、用例设计的基本思路和步骤。 相似文献