形状记忆合金在航天中的应用

由于注重安全、振动和漏气的原因,近来飞行器有不用火药驱动装置的趋势,这触发了包括形状记忆合金在内的许多替换装置的研究和开发。只要简单地加热至—预定的转变温度以上,形状记忆合金可以从外观高至10%的塑性变形回复。这种固—固相(马氏体—奥氏体)转变足以产生高至350MPa 的回复应力。Nitinol(镍钛金属互化物)是最常用的形状记忆合金,它具有超弹性特性,什么时候发生相转变是由应力而不是热引起。航天应用可得益于形状记忆合金的高做功输出(～1焦耳/克)、较高的疲劳寿命和它的能量耗散特性。然而,工程师们应该注意形状记忆合金的驱动时间常数、热滞后和高的能量消耗特性。特别是航天应用可得益于形状记忆合金驱动装置的尺寸小、耐热性好和完成飞行器上的一次飞行任务。     

形状记忆合金在航天器分离机构上的应用

形状记忆合金是一种新型的功能材料 ,利用其形状记忆效应可以在分离释放机构上用作执行元件。文章介绍了形状记忆合金的特性和相关应用技术。     

一种冷热交变环境下太阳帆应力保持方法

针对冷热交变环境导致太阳帆内部应力剧烈变化的问题,基于形状记忆合金(SMA)弹簧提出了太阳帆的张拉方案和薄膜应力保持恒定的方法,该方法利用形状记忆合金在高低温下的刚度非线性特性,有效补偿薄膜和支撑杆之间的间隙变化,以使薄膜内部应力基本保持恒定。针对六边形构型太阳帆开展了数值仿真,首先建立了太阳帆的热分析模型和力学分析模型,获取了高低温工况下的温度场。然后通过热致变形分析得到薄膜与支撑杆在高低温工况下的间隙变化,据此确定形状记忆合金弹簧的参数。最后对太阳帆在高低温工况下的薄膜内部应力进行了验证。     

基于形状记忆合金的空间分离装置研究进展

航天器需要分离装置实现空间分离功能,传统的火工品分离装置存在高冲击、高污染以及不可重复使用等缺点,形状记忆合金（shape memory alloy, SMA）可以有效解决传统火工品分离装置的不足。文章对国际上基于形状记忆合金的空间分离装置（shape memory alloy release device, SMARD）的研究现状进行了概述,对不同类型的 SMA 分离装置的研究进展加以介绍,进一步分析了用于微小卫星的分离装置研究进展;分别从承载能力、质量、体积、冲击性能、分离时间、重置性、兼容性七个方面对这些装置进行了分析对比,提出了进一步开发新型SMARD的建议,为SMARD的选择、设计和深入研究提供有益的参考。     

高回复力低密度新型航天高温形状记忆材料

针对当前高温形状记忆合金材料加工难度大、密度较高,而高温形状记忆聚合物材料回复应力小、难以满足实际应用需求的问题,制备了一种高回复力、低密度的新型高温形状记忆聚酰亚胺复合材料。该材料通过在形状记忆聚酰亚胺基体中引入双向碳纤维布作为增强相而制得,其玻璃转化温度为303℃,回复应力达130 MPa、密度为0.98×103kg/m~3。其回复应力媲美一些高温形状记忆合金,远高于其他形状记忆聚合物材料,但密度则不足合金的1/6。研究结果表明,该材料在形状回复过程中,能够掀翻为其自身重量170倍的金属板,在高温连接套管、自动开尾栓、弹性变形翼等领域有重要的应用前景。     

镍钛铪高温记忆合金薄膜研究进展

概述了镍钛铪高温形状记忆合金薄膜的研究状况,介绍了该合金薄膜的制备及热处理工艺,重点阐述了晶化特性、相变行为、显微结构、表面特性、形状记忆效应及力学行为,并对其相应的微观机理做了分析,最后指出了当前研究中存在的问题及将来的发展前景。     

用于连接与分离的非火工装置

文章主要介绍了几类航天上可用于连接与分离的非火工装置,如基于形状记忆合金(SMA)的连接释放装置,石蜡驱动器,低熔点材料释放装置。非火工装置具有冲击力小、无污染以及可重复使用等优点,非火工装置的这些优点正好是火工装置的不足之处,所以在不能使用火工装置的条件下可以考虑使用非火工装置。文章对接分离装置有一定的参考价值。     

用于连接与分离的非火工装置

文章主要介绍了几类航天上可用于连接与分离的非火工装置，如基于形状记忆合金（SMA）的连接释放装置，石蜡驱动器，低熔点材料释放装置。非火工装置具有冲击力小、无污染以及可重复使用等优点，非火工装置的这些优点正好是火工装置的不足之处，所以在不能使用火工装置的条件下可以考虑使用非火工装置。文章对接分离装置有一定的参考价值。     

一种形状记忆合金压紧释放装置设计与试验

研制了一种压紧释放装置,利用分组滚棒减小释放阻力,采用微小间隙(≤0.05mm)主动控制压紧面横向位移,由形状记忆合金(SMA)丝作为装置驱动源。文章提出了求解释放阻力与SMA回复力的设计方法,并对部件关键参数进行了设计与分析。经过试验验证,在预紧载荷12 000N、供电电流2A、-15℃真空环境下,释放时间为7.6s。与测量结果相比,释放时间与回复位移计算误差小于5%。此SMA压紧释放装置结构简单、功耗低、压紧面滑动微小,适用于精密展开部件的压紧与释放。     

国外航天金属材料的发展趋向(续)

金属材料在航天功能材料中也占有相当比重,在某些方面如磁功能材料、减震材料更是必不可少的。随着世界新技术革命的进展,新的金属功能材料如形状记忆合金、非晶态和微晶材料、贮氢材料等也正在航天领域得到日益广泛的重视与应用。(一)磁功能材料的发展动向磁功能材料用于变压、放大、记录、记忆、存储、功能转换等日的,在电工、计算机、记录仪、通讯设备、传感器中广泛应用,包括软磁、硬磁、永磁、磁记录、磁薄膜、磁泡材料等。目前主要发展动向是:1.开发非晶态材料采用以极高速度冷却熔融金属或合金等方法制成的非晶态功能材料,近十年来得到     

小型、快速SMA空间解锁机构的设计与试验研究

航天器上需要解锁机构完成结构的分离任务,目前广泛采用的火工品螺栓存在安全和冲击等问题,因此其应用在某些场合受到限制。以太阳板二次展开的解锁为例,本文利用形状记忆合金(SMA)的记忆特性发展了小型、快速SMA空间解锁机构;选用Liang\|Rogers本构模型,对解锁机构的核心部分-驱动器进行了设计;完成了解锁机构的样机研制和调试,进行了地面展开试验测试。研究结果表明：利用28V星载电源,研制的SMA空间解锁机构在0.1s内实现了解锁分离。新型SMA解锁机构安装体积小,解锁速度快,能够满足多个解锁机构同时使用的同步性要求,有很大的工程应用潜力。     

自锁式形状记忆合金馈源锁紧机构

提出了一种形状记忆合金（Shape memory alloy, SMA）丝驱动的自锁式馈源组件锁紧机构。该锁紧机构利用自锁原理实现锁紧,采用双路冗余的SMA丝实现解锁。为校验该锁紧机构的功能及性能,完成了原型机的生产,并开展了锁紧试验、电性能试验和高温环境试验。结果表明,该机构在1700N的载荷下仍能保证可靠自锁,在2.5~4.0A电流下均可正常工作,对应的解锁时间为15.8~4.2s,功耗为140 ~95J,此外,机构能在小于92℃的高温环境下正常工作。基于上述试验结果,该机构具有突出的锁紧性能、宽松的工作电流范围以及良好的高温性能,在空间旋转结构的锁紧方面具有非常大的工程应用潜力。     

一种星模式识别算法的稳健性研究

研究了一种基于奇异值分解的星模式识别算法的稳健性。首先简述了研究星模式识别算法的必要性和现有的星模式识别算法。从数学原理上证明了本文算法进行模式识别所用的矩阵的奇异值相对于坐标变换是不变的。从物理意义上给出了稳健的解释。仿真试验选取了四种有代表性的情况进行了研究。结果证实该算法所用的特征不变量是稳健的。结论部分分析了该算法的优缺点。最后给出了待研究的问题。     

光导纤维对通讯卫星的挑战

世界电信将要靠高级纤维维持。不出两年,将可通过大西洋和太平洋洋底的光导纤维线传输来的电话。光缆和卫星的竞争将在1988年真正开始。 光传输信息的能力比电强。它不受闪电和电磁干扰的影响。它无需很高的电压和电力。     

平凡的浪漫——神九航天员刘旺妻子王玮专访

航天城里处处可见的彩旗昭示着又一次重大任务的临近。每个人都是一种蓄势待发的姿态。2012年6月11日下午。在中国航天员中心的办公室里，我们见到了王玮。对她的第一印象是朴素、温柔，一袭过肩长发．声音像是和煦的春风拂过。面对我们的采访，她更多的将话题转向了自己的丈夫。对于自己，“感觉都是琐事。没什么可谈的”。     

应用数控回转工作台加工圆柱面上几何槽形

利用数控回转工作台。完成圆柱面上任意几何槽形的加工。通过对其工作原理的分析。总结出基本的编程方法。并举例加以说明。     

用统计学和神经网络的方法进行的SSME涡轮泵振动异常检测

统计学和神经网络的方法已用于 SSME 涡轮泵振动异常检测的可行性研究。异常是根据功率谱密度中基波和谐波频率下峰值幅度检测的。要把应变仪和加速度计测得的传感器数据压缩成合适的形式。两种方法都可以检测振动异常。统计学的方法要求有足够的数据点以建立合理的统计分布数据库。此方法可用于在线检测。神经网络的方法也要求有足够的数据作基础来训练神经网络。只要组件的特性保持不变,其试验程序任何时候都可应用。     

用超声波加工螺纹

在难切削材料的零件上攻大型螺纹。提高生产效率的途径之一,是在机床操作系统内产生超声波振荡。因为此时在丝锥切削的侧面摩擦力突然会减少。这就可以充分地避免夹伤。同时还可以看出切削力的减弱。利用这样的办法,可以大大地减少不必要的切削,磨擦和夹伤时间。     

使用单框架控制力矩陀螺的空间站姿态控制系统建模与仿真

研究使用单框架控制力矩陀螺群(SGCMGs)的空间站的姿态控制。完成空间站在轨三轴稳定飞行模式下的动力学和执行机构的建模。基于最小二乘意义下的伪逆原理设计了SGCMGs的控制律。对于框架构形的隐奇异，采用零运动躲避的算法。同时建立了框架电机的动力学、干扰和控制器的仿真模型。提出了适合工程应用的SGCMGs构形显奇异和饱和奇异的工程性的判断条件及卸载方法。为了探讨伺服机构对系统响应特性的影响，进行了分系统级的仿真。仿真模型中包括了空间环境力矩、敏感器及姿态确定模型。仿真中使用了五棱锥构形的SGCMGs，这种构形具有好的冗余度和大的角动量包络。仿真结果验证了五棱锥构形SGCMGs对大型航天器的三轴姿态控制的可行性及有效性。     

航天飞机中的温度测量

航天飞机传感器的基本要求是稳定性和高可靠性。提高可靠性的途径是在同一测点安装备份传感器。安装温度传感器时,在关链部位必须考虑结构的力学和热学性质匹配。设计传感器应满足的要求是:结构整体化、高精度、快响应。防热系统的温度传感器仍然是传统的铂电阻和热电偶。但结构都做得很小。热流传感器则都是热电堆。其原理是利用沿热阻板厚度方向建立的温差来测量热流。它是固态传感器、输出大、精度高、为Gardon计所不及。文中还简介了安装技术和鉴定试验。