反射器夹层面板精密成形原理

对高精度、大面积不可展双曲反射面的制造问题,提出了基于"离散钉模、真空负压、蜂窝夹层、应力释放、回弹补偿"的高精度反射面板成形原理;建立了四边自由面内多点约束的薄板大挠度弯曲解法及夹层板成形过程仿真模型,用于确定成形工艺参数;利用动力显式和静力隐式算法相结合的方法实现成形过程仿真;通过开缝和开槽方法释放面内压应力,确定了面板开缝和开槽方案;通过逆向修正离散模包络面,使其与成形模拟得到的夹层板型面误差最小,得到模具修正因子,补偿回弹误差.在此基础上开发了夹层板精密成形CAE系统.该方法制造的面板型面精度RMS达到25 μm以下,已成功地应用于多项大型紧缩场和毫米波天线的制造.      

蜂窝夹芯叠层板的低速冲击接触定律

借助于蜂窝夹芯叠层板（以下简称蜂窝板）的准静态横向压力实验,研究了蜂窝板的低速冲击接触规律,提出了半经验性的蜂窝板低速冲击接触定律,蜂窝板低速冲击接触过程分为四个阶段：即面反控制阶段;面板穿透阶段;蜂窝夹芯控制阶段;总体卸载阶段,并提出了相应各阶段的加载或卸载定律,应用此接触定律对蜂窝板的低速冲击过程进行动态有限元模拟分析,模拟计算结果与实验结果相比较具有良好的一致性。     

蜂窝夹层板超高速撞击极限方程分析

为分析撞击极限方程对蜂窝夹层结构的穿透特性的预测能力,调研得到了3类撞击极限方程的表达形式和等效方法,以及131个采用碳纤维复合材料(CFRP)面板的蜂窝夹层板结构的试验数据,并对撞击极限方程的预测能力进行了比较计算。结果发现,MET方程对他源数据的四种(未失效、失效、总体以及安全)预测率均大于80%,进行在轨航天器结构的失效分析时可优先选用;SRL方程对本源数据的安全预测率达到了100%,在他源数据上的安全预测率也很高,适用于航天器防护结构设计。探讨了撞击极限方程中的系数、速度分界值的优化思路,以提高撞击极限方程的预测率。     

蜂窝夹芯挖补修理结构弯曲性能研究

从试验及有限元2个方面对复合材料蜂窝夹芯挖补修理结构的弯曲性能进行研究。通过3点弯曲试验对无损及修理件弯曲性能进行测试,试验结果表明,蜂窝夹芯结构破坏模式为典型的蜂窝剪切破坏,修理件相比于无损件弯曲强度恢复率为110%,修理后结构弯曲刚度也略高于无损件;基于试验结果建立三维有限元模型对蜂窝夹芯修理结构的弯曲性能进行研究,通过用户自定义子程序VUSDFLD编写Hashin失效准则、基于应力的Besant失效准则,实现复合材料面板及蜂窝芯子2种材料的损伤起始及演化。数值模型得到的破坏模式、破坏载荷及弯曲刚度均与试验结果吻合得较好;改变有限元模型参数,研究损伤直径及补片厚度对修理后弯曲性能影响,结果表明,随着损伤直径从30~70 mm逐渐增加,修理件强度先增加后减小,并在损伤直径为50 mm时取得最大值,此外,补片厚度为1~2.5 mm时弯曲强度恢复率高于100%;本文为复合材料蜂窝夹芯结构的修理设计提供了可靠的数值模拟方法。      

复合材料蜂窝夹芯板低速冲击后压缩强度估算

基于低速冲击后复合材料蜂窝夹芯板压缩破坏机理的实验研究,用当量分层来模拟Nomex蜂窝夹芯板的低速冲击损伤,假设当量分层区子层板的边界为固支,并且认为子层板失稳时夹芯板所承受的载荷为压缩破坏载荷.将计算结果与实验结果进行比较,表明了对面板无明显断裂的低速冲击损伤情况,用损伤当量法计算蜂窝夹芯板的剩余压缩强度是可行的.     

高精度反射面板的形面调节新技术

提出了一种基于形面多点调节的紧缩场反射器面板精密柔性成形新技术,对面板形面调节机理进行了分析,提出了确定调节点位置、数量、调节量的形面调节核心技术,借助数值模拟方法确定了矩形面板调节点位置、数量,在实验基础上建立了调节量计算方法.设计、开发了面板形面调节实验平台;针对具有不同初始形面误差的面板进行了形面调节可行性数值模拟分析及实验验证.结果表明,利用所提出的调节技术和开发的形面调节实验平台能够实现双夹层金属蜂窝面板形面的有效调节,获得很高的形面精度.该项技术可以在现行成形技术的基础上进一步提高形面精度,可明显提高面板制造成品率,解决大尺寸高精度面板和较大曲率面板的制造难题,并能改善面板的使用及维护性能,延长紧缩场的使用寿命.     

曲线片型加筋壁板的稳定性优化设计

加筋板作为一种典型结构被广泛应用于航空航天领域,为进一步拓展直筋加筋板的设计空间,提出了一套基于ModelCenter设计优化环境、Catia和Abaqus的曲线片型加筋板优化设计框架.一方面,筋条曲线采用参数数目可变的等距剖分三次B样条插值函数,为曲筋加筋板提供了足够大的优化空间.另一方面,采用筋条加载端相聚和筋条垂直于板边2种方式来解决曲线片型加筋板的筋条加载问题,从而产生了一些新的曲筋加筋板布局形式.优化结果表明,对于单向载荷主导的加筋板,曲筋加筋板相对于直筋加筋板稳定性改善不大.但对于复杂组合载荷,曲筋加筋板获得了比直筋加筋板更好的稳定性.      

蜂窝夹芯板缺陷的ESSPI无损检测

蜂窝夹芯板的缺陷严重地制约和影响了其在航空航天领域的应用.介绍了电子剪切散斑干涉技术的基本原理,并利用电子剪切散斑干涉技术,用热加载的方式对蜂窝夹芯板进行了无损检测,通过图像处理及对含缺陷材料的3点弯曲实验,验证了电子剪切散斑干涉技术的正确性和适用性.结果表明,蒙皮与蜂窝芯子的脱粘等缺陷是蜂窝夹芯板强度降低的主要原因,该无损检测技术可以快速地对蜂窝夹芯板的质量检测进行评估.     

一个高性能单反射面紧缩场

介绍了一个单反射面紧缩场,其反射面实体由多块面板拼装而成.单块面板成形基于"点阵钉模、真空负压、金属蜂窝"精密成形工艺,平均精度达到25μm(rms),拼装后总体形面精度达到40μm(rms).通过优化电气布局、边缘设计和馈源设计,该紧缩场具有优良电性能.给出了该紧缩场在39GHz时电性能实测曲线.      

金属蜂窝板高温环境下的隔热性能试验与计算

采用红外辐射加热式气动热模拟试验系统,进行了高温环境下的金属蜂窝板隔热性能试验研究,试验温度最高达到800℃;采用有限元的方法进行了金属蜂窝板传热特性数值模拟,计算中考虑了蜂窝板内部金属蜂窝芯结构的导热,蜂窝腔内壁面间的辐射换热和蜂窝腔内空气的传热.研究结果显示,金属蜂窝板后表面的试验测试数据与数值模拟结果吻合的很好.金属蜂窝板在高达800℃高温热环境下的隔热性能数值计算和试验结果将为航天航空器的防热结构研究提供参考依据.     

二维功能梯度壁板热颤振本征问题的精确解

为了得到二维功能梯度壁板热颤振的精确解并揭示颤振机理,根据经典薄板理论及一阶活塞理论,建立了超声速气流下二维功能梯度壁板的本征控制微分方程并求得了精确解,根据得到的本征根对颤振机理进行了分析。针对功能梯度材料（FGM）的不同体积分数,分别研究了壁板在恒温场及非线性温度场下的颤振边界随马赫数的变化规律,并比较了2种温度场下的结果。通过分析简支、固支及其组合边界情况下的壁板颤振特性,从数学角度发现颤振现象的发生是由于挠度的一阶导数导致刚度非对称,且功能梯度材料能够有效提高热环境下壁板的颤振边界,同时利用ABAQUS软件对功能梯度壁板的振动特性进行了模拟,进一步验证了所提方法的有效性。      

时变热辐射环境下高温合金蜂窝板三维热变形测量

轻质、高强和隔热性能优良的蜂窝合金板结构已广泛用于航空航天领域,其在模拟瞬态气动热环境下的热变形是高速飞行器热防护结构设计的重要参数之一.首先,用自行研制的红外辐射瞬态气动热实验模拟系统模拟与其服役环境类似的时变热辐射环境,用新型"主动成像"三维数字图像相关(3D-DIC)测量方法对高温合金蜂窝板结构试件在时变热辐射环境下不同时刻的三维热变形进行了测量.其次,为保证三维数字图像相关测量方法能有效实施,提出一种制作稳定的大面积高温散斑新方法,该方法制作的高温散斑能在整个实验过程中保持稳定,可作为高温变形的有效载体.最后,用Hoff等效刚度理论计算高温合金蜂窝板在稳态时的最大翘曲位移.研究结果表明:210 mm×210 mm的高温合金蜂窝板在单侧面辐射加热条件下其面内变形为均匀热变形,而离面变形为轴对称的翘曲变形,在900℃时其最大离面翘曲位移约为1.6 mm;Hoff等效刚度理论计算结果与实验结果相吻合.      

双曲率开槽板精密成型有限元数值模拟

通过有限元数值模拟方法对双曲率开槽板的贴模性问题进行了系统研究.建立了开槽板在离散钉模上贴模性分析的有限元模型,研究了槽深、槽宽等开槽参数对面板型面精度的影响规律,其中相对槽深是影响开槽板贴模性的主要因素.通过分析计算确定了优化的开槽参数,为开槽方案的制定提供了可用的数据和重要依据.数值模拟和实验验证表明,工作板开槽可以解决紧缩场双曲率连续表面面板的胶接成型问题.      

环氧树脂基复合材料加筋板结构吸湿行为研究

环氧树脂基复合材料的性能对湿热环境敏感,掌握该材料所组成结构的吸湿行为对其实际应用具有重要意义。通过以碳纤维环氧树脂基复合材料层合板的non-Fickian吸湿模型为基础,建立环氧树脂基复合材料加筋板结构的non-Fickian吸湿模型,在70℃/85% RH湿热条件下开展加筋板结构的吸湿实验,对所建立模型进行验证,并与已有的加筋板吸湿模型进行对比,通过所建立模型给出了加筋板沿厚度方向的吸湿量分布规律。结果表明:所建立加筋板non-Fickian吸湿模型的计算结果与实验结果吻合良好,在整个吸湿阶段相对误差小于5%,模型的预测精度高于传统Fick模型。所建立的加筋板non-Fickian吸湿模型可用于环氧树脂基复合材料加筋板层合结构吸湿量的准确预测。      

复合材料加筋板筋条修理后的压缩性能

承受压缩载荷时,筋条损伤往往造成复合材料加筋板结构的严重失效.针对筋条壁板脱黏、腹板分层、上缘条损伤3种情况分别设计了相应的修理方案并制作了试验件.为保证压缩载荷的均匀施加,设计制作了加筋板试验专用夹具,含有固定试验件的卡槽和保证加载方向沿竖直方向的导轨.筋条修理后的复合材料加筋板的轴向压缩试验表明不同修理部位、不同修理方法对加筋板的力学性能影响不同.有限元分析表明加筋板的屈曲模态、整体破坏模式以及板-筋胶层的破坏情况都受到修理方案的影响.      

不同工艺成型复合材料加筋板轴压破坏机理分析

对受到边界约束的不同工艺成型复合材料加筋板进行了轴压试验和数值模拟,研究二次胶接和共固化工艺成型加筋板轴向压缩破坏机理。轴压试验中,通过应变计实时监测试验件局部屈曲,及时记录试验件初始声响载荷,通过断面观测分析结构破坏机理。基于ABAQUS软件建立有限元模型模拟结构后屈曲损伤渐进直至破坏过程。计算结果和试验结果相吻合,研究表明工艺对结构稳定性及承载能力没有显著影响,而加筋板构型影响较大。聚甲基丙烯酰亚胺(Polymethacrylimide,PMI)泡沫不影响结构失稳载荷及破坏载荷,但能延缓结构初始损伤的发生。二次胶接成型加筋板界面临近破坏才出现损伤,而共固化成型加筋板界面损伤出现较早且扩展缓慢,表现出更好的损伤阻抗特性。      

Micro-particle impact flux on the timeband capture cell experiment of the Eureca spacecraft

Measurements of hypervelocity impact fluxes (in both thick and thin targets) detected by the University of Kent at Canterbury's Timeband Capture Cell Experiment (TiCCE) (flown on ESA's Eureca spacecraft) are presented. The foil perforations are used to derive the ballistic limit values, or the maximum thickness of A1 perforated, for the impacting particles. This data is then combined with the thick target data to derive a unified ballistic limit flux. A significant enhancement in the observed large particle flux compared with LDEF is found, possibly due to the pointing history of Eureca compared to the Earth's orbital direction. Comparisons are also made to predictions from ESABASE modelling. Preliminary results of a study of perforation morphology are also presented, providing insight into particle shape, density and directionality.     

激光焊接带口盖加筋壁板剪切性能分析

针对双光束激光焊接带口盖加筋壁板开展了剪切稳定性试验,分析了带口盖加筋壁板在受剪状态下的屈曲载荷、屈曲形式、后屈曲承载能力及破坏形式。建立了壁板与剪切夹具的有限元模型,对壁板的剪切失稳形式及后屈曲承载能力进行仿真计算,并探究了口盖对加筋壁板的承载能力、应力变化及面外变形的影响。结果表明:带口盖加筋壁板在剪切状态下,当屈曲比达到1.95时,加筋壁板进入后屈曲,最终破坏载荷约为屈曲载荷的2.98倍。仿真与试验得到的载荷-位移曲线较为吻合,有限元法得到的屈曲载荷和破坏载荷与试验平均值误差分别为8.7%、1.02%。开口壁板的承载能力及刚度均下降,螺栓紧固口盖对加筋壁板的应力与面外变形影响较大。      

卫星高压气瓶的超高速撞击试验

微流星体及空间碎片超高速撞击对在轨航天器构成了严重威胁,星上压力容器受空间碎片撞击后所产生的威胁是十分严重的,可能导致航天器发生灾难性失效,过早结束其使命。文章通过星上常用气瓶的超高速撞击试验,获取了不同弹丸撞击参数下气瓶器壁的通孔孔径,得到了在弹丸撞击速度为(6.5±0.3)km/s、无防护情况下气瓶器壁的弹道极限,并分析了导致充压气瓶灾难性失效的弹丸直径范围;通过对试验数据拟合,初步建立了弹丸正撞击速度为(6.5±0.3)km/s、无防护情况下气瓶器壁的通孔孔径预测公式,为航天器遭遇空间碎片撞击的风险评估及防护措施制定提供依据。