镁合金蒙皮蜂窝板在卫星结构上的应用

为了进一步降低卫星结构质量,采用镁合金替代铝合金成为新一代蜂窝结构蒙皮。基于Reissner剪切理论,探究蜂窝结构蒙皮材料变化对单板力学性能的影响。基于PatranNastran软件分析并对比了使用铝合金和镁合金蒙皮蜂窝板结构的典型卫星平台的力学性能。由于余量较大,提出减小面板厚度使结构进一步减重的可能性。试验结果显示,卫星在符合设计标准情况下最高减重达30.7%,因此镁合金蒙皮蜂窝结构值得在卫星中推广使用。     

复合材料格栅结构屈曲特性分析

复合材料格栅结构是由连续纤维缠绕的斜向及环向肋和蒙皮组成的结构.基于Mindlin一阶剪切变形理论下的层合板和层合梁单元,模拟格栅结构的蒙皮和肋骨,通过空间坐标变换和利用蒙皮和肋骨的几何连续条件,获得了复合材料格栅结构的单元切线刚度阵,并给出了复合材料格栅结构的屈曲有限元数值模拟方法.通过对设计状态的复合材料格栅结构的计算分析,并与实际轴压试验结果比对,,证明该计算方法可行,能够满足结构屈曲特性分析的要求.     

对卫星承力筒结构合理选用的初步研究

对铝合金桁条蒙皮结构的承力筒、碳纤维蒙皮桁条结构的承力筒、波纹筒和蜂窝筒的力学性能、制造工艺、研制成本及周期等进行了多方面的综合比较，认为承力筒的结构应根据卫星总体构型及其要求、承载能力、经济实力和对有效载荷的适应性等多方面的需求，合理和适当地选用承力筒结构。给出了选用卫星承力筒结构的一般原则。     

铆钉间距对二维SRAM蒙皮隐身性的影响分析

首先分析了二维电磁散射问题的有限元算法理论,编写了相应计算程序;然后对一布置有两铆钉的二维SRAM蒙皮模型在铆钉间距为20、40和60mm情况下计算分析了铆钉间距对其隐身性能的影响,结果显示铆钉间距越大,蒙皮结构的隐身性能越好。     

蒙皮加筋结构承力筒胶接装配型架设计制造

介绍了蒙皮加筋结构承力筒的结构及其特点，承力筒胶接装配质量的要求。找出了胶接装配型架设计制造技术问题，并进一步分析难点。确定了型架的设计方案，设计制造出满足胶接装配使用的型架，结果表明型架是研制高质量蒙皮加筋结构承力筒的重要环节。     

翼面隐身结构在飞航导弹模型上的数值仿真研究

隐身结构是指由蒙皮和多种内部材料组成的、能满足承载要求、并具有明显降低雷达散射截面的结构。目的是探讨在常规布局飞航导弹上采用隐身结构的效果。以某常规布局飞航导弹模型为背景，设计出两种翼面隐身结构方案，并将这两种翼面隐身结构方案分别应用于飞航导弹模型的弹翼。应用时域有限差分法（FD-TD法）建立了飞航导弹模型电磁散射数值模型。通过数值仿真手段，计算、比较和分析了含有翼面隐身结构的飞航导弹和普通全金属飞航导弹的RCS值。数值仿真结果显示，与普通飞航导弹相比，这两种翼面隐身结构在许多方位上均能有效降低飞航导弹的RCS值。     

平流层飞艇蒙皮材料撕裂性能分析方法

针对平流层飞艇蒙皮材料初始损伤对于其撕裂破坏的影响,分析了国内外现阶段研究柔性层压织物材料双向撕裂扩展的四种方法及对应的经验公式,通过与某平流层飞艇蒙皮材料双轴向拉伸实验得出的试验结果比较,得出各个方法的优缺点及其应用范围,并指出泰勒公式对于蒙皮材料撕裂性能的研究较为适用。同时,针对不同初始损伤切口形状的蒙皮材料进行试验值与经验公式的对比,指出不同初始损伤切口形状可等效为切断同等尺寸的经向纱线所产生的影响,并分析了蒙皮材料撕裂强度的主要影响因素,对平流层飞艇高性能蒙皮材料撕裂性能的研究提供参考。     

复合材料格栅结构的强度分析(英文)

复合材料格栅结构是由连续纤维缠绕的斜向及环向肋和蒙皮组成的结构。对ANSYS软件进行了二次开发,分别采用层合板和层合梁单元模拟复合材料格栅结构的蒙皮和肋。根据复合材料格栅结构的几何特征及其载荷分布特征,采用周期对称有限元模型,分别以最大应力准则、最大应变准则和蔡-吴准则和Chang刚度退化准则对轴压载荷作用下的复合材料格栅结构破坏过程进行了强度预测,计算结果表明采用蔡-吴准则预测并结合Chang刚度退化准则的计算结果与试验结果的一致性较好。     

蜂窝夹层结构抛物面天线型面精度仿真分析

星载抛物面天线在绕地球工作时会产生较大的热变形。为了获得在近地服役环境下全尺寸反射器型面精度模拟的工程方法,采用ABAQUS有限元和最小二乘法,对口径1.2 m的小尺寸蜂窝夹层结构天线进行热变形和均方根(RMS)值计算,对热膨胀系数、蜂窝高度和蒙皮铺层数量等因素进行分析。结果表明:蜂窝高度方向的热膨胀系数是影响RMS值的最主要因素。当蜂窝高度为65 mm,上、下蒙皮铺层数量为12层时,型面精度RMS值满足设计要求。最后基于实际装配条件计算全尺寸反射器在-80～120℃下的热变形,发现紧固件和预埋件可以有效减小工作面热变形,并且得到全尺寸反射器RMS值为40.45μm。该研究结果可为星载固面蜂窝夹层结构反射面天线结构的设计提供依据。     

NASA高空气球的研究及其进展

高空气球是一种可以实现平流层飞行的无动力浮空器。文章重点从气球的结构、蒙皮材料、热特性研究及试飞试验等方面介绍了NASA高空气球的研究及其进展,为中国高空气球的研究发展提供参考。     

一体化、轻量化卫星承力筒的研究

承力筒是卫星结构的关键部件。文章首先介绍了一种轻量化的蜂窝夹层结构承力筒,一体化设计了柱段和锥段,优选了蒙皮铺层;随后详细阐述了承力筒的主要工艺流程,给出了制造结果;在通过模态试验、振动试验等验证后,该承力筒成功地应用于某卫星上。最后,文章给出了该承力筒研制成功的重要意义。     

发射箱蒙皮结构的可靠性计算

利用结构分析的有限元法及结构可靠性的基本理论，结合板的弹塑性力学性能，考虑板的后屈曲特性，利用分枝限界法对栽荷作用下发射箱蒙皮结构后屈曲的可靠性作出分析。     

正交各向异性弹体壳段的极限轴压计算(上)

弹体壳段常用金属蒙皮或蒙皮外缠有复合材料做成的圆柱壳和圆锥壳。这种结构一靓都是正交各向异性的，它们常承受轴向压力，在详细介绍极限轴压工程算法的同时，对壳的刚度问题做了具体说明，给出了整密加筋壁板的刚度和柔度计算公式。     

考虑内压影响的加筋柱壳高效屈曲优化

针对运载火箭贮箱结构,基于渐近均匀化法建立考虑内压的非等厚筋条的加筋壳承载力快速计算方法。首先,采用渐近均匀化法获得加筋单胞的等效刚度阵,进而基于瑞利-里兹法计算考虑内压的整体失稳载荷,并基于板壳理论发展了加筋柱壳的蒙皮和筋条局部失稳载荷计算方法。此外,基于自适应代理模型优化方法,开展了考虑多种失效模式的加筋柱壳承载力最大化设计,以最优设计为例,分析了内压对加筋柱壳整体失稳载荷的影响规律。     

涡轮泵转子失稳故障分析

轴套结构作为液体火箭发动机涡轮泵中典型结构,在其高速运转的过程中,存在着振动失稳的风险,因此需要分析轴套结构失稳的原因。建立了轴套结构内摩擦的动力学模型,推导了轴套结构内摩擦力的表达式,解释了带轴套结构的转子失稳机理,仿真得到了带轴套转子发生内摩擦失稳的振动特征,探讨了各影响因素对失稳门槛转速及失稳振动特性的影响规律,开展了实验验证,并给出了带轴套结构的转子稳定性设计建议。通过上述研究,发现转轴跨距、轴套半径、转轴刚度、偏心距和轴套与轴之间的间隙等因素是引发失稳的关键参数,需在设计与装配的过程中进行稳定性校核。获得的影响因素对失稳振动的影响规律,能够为具有类似结构的转子稳定性设计提供技术支撑。     

纤维增强陶瓷在再入防热结构上应用的探索研究

对纤维增强陶瓷在辐射防热结构中充当外部辐射蒙皮的特性进行了评估。以返回式卫星和飞船典型的力学环境和热环境为依据。对碳纤维增强石英进行了试验研究,包括小平板再入热模拟试验、大型热结构件的常温振动、常温冲击、低温振动、低温冲击和再入加热等项目。一系列试验证明,碳纤维增强石英既保留了陶瓷耐高温、隔热好的优点,又克服了陶瓷固有的脆性,因此,在返回舱上做防热材料颇具潜力。     

空天飞行器热防护系统热短路与控制问题研究

空天飞行器盖板式热防护系统(TPS)中存在支架热短路、缝隙辐射热短路问题。用有限元分析软件ABAQUS对这两种情形进行了热分析,结果表明,在再入段典型热载荷下,机体蒙皮各局部的最高温度值相差最大超过100K,机体蒙皮存在局部烧坏的危险。在热防护系统中加入了具有控制热流走向功能的散热片后,结果显示,支架热短路中蒙皮最高温度降低了90.18K,降幅达17.32%,板间缝隙底部最高温度降低了67.97K。在蒙皮局部烧坏危险点上方,散热片很好地控制了热流走向,使热量得到面内方向的分散,机体蒙皮温度分布更加均匀,局部烧坏问题得到了改善。     

高超声速飞行器热防护结构参数优化及对比分析

高超声速飞行器对结构性能、热防护性能以及结构重量有很高的要求。为了获得最小的结构重量,文章从热防护的角度进行了优化分析:分别选择铝合金和先进复合材料作为蒙皮,在不同的热载荷条件下,对多种热防护结构（TPS）建立一维传热模型,并进行了结构尺寸优化,得到了单位面积TPS的最小重量;分析飞行器再入过程中的温度载荷、再入时间以及蒙皮材料可承受的最高温度对热防护结构最小重量的影响。ANSYS仿真分析结果表明:温度对TPS的单位面积最小重量有显著影响,LI900刚性陶瓷隔热瓦和先进金属蜂窝夹层防热结构有重量优势;采用复合材料蒙皮的TPS可使重量大幅减轻;飞行器再入时间和再入初始温度对刚性陶瓷隔热瓦重量的影响大于对金属盖板式隔热结构。     

超薄铝蜂窝夹层结构板的弯曲刚度试验

在Ｉｎｓｔｒｏｎ６０２５智能材料试验机上，对超薄铝蜂窝夹层结构板进行弯曲刚度试验、取得了抗弯刚度性能值。在国内尚无试验程序，又无性能标准的条件下，其试验方法与性能数据，为型号设计和材料研究及产品验收，提供了可靠的依据。     

一种航天器加筋锥壳结构轴压稳定性研究

研究了开口型截面桁条加强蒙皮锥壳结构的局部稳定性计算方法;并用平板/加筋圆筒极限轴压的有效宽度法计算其极限载荷,得出加筋锥壳结构局部稳定性和整体稳定性的分析方法。