基于电永磁技术的对接/分离机构设计

空间对接技术在航天器的补给、维修、维护以及在轨组装等领域发挥了重要作用。针对电磁对接方式存在对接力小、作用距离短、能耗高和锁紧/分离过程繁琐等缺点,设计了一种新型的综合电磁和永磁特性的电永磁对接/分离机构。采用有限元法仿真软件,计算了对接状态不同距离下的磁力与磁感应强度,分离状态下的磁斥力,以及锁紧状态的磁吸力。在体积约束为18 mm×18 mm×3 mm时,设计出锁紧力和分离力约为193 N和26 N的比例模型,并据此制作出结构简单、作用距离远、能耗低的电永磁对接/分离样机及其控制器。     

轮式自行导弹发射装置中后桥锁紧机构

简要介绍三桥汽车底盘的中后桥锁紧机构在轮式自行导弹发射装置上的作用，叙述了中后桥锁紧机构对导弹发射装置的必要性和中后桥锁紧机构的设计原则，并介绍气动机械式中后桥锁紧机构的结构形式和对在此机构中的吊钩间隙进行分析。     

加速度-气动力综合试验系统研制

加速度-气动力综合试验系统主要用来考核飞行器结构强度和内装物的环境适应性。LJ-1离心机半径10.8 m,适合开展大尺寸、危险品加速度试验,但是其吊篮只能固定在水平或竖直方向上,也不具有与加速度协调施加气动外压的控制系统。文章采用新颖的胀套锁紧结构,实现了吊篮在任意角度固定,并且抗翻转力矩达到13000N·m。气动力控制电路和气路安装在离心机上,上位机将转速通过光纤以太网发送给离心机上的PLC,PLC根据加速度控制气囊压力。试验验证LJ-1离心机具有对试件施加加速度载荷和气动力的综合试验能力。     

基于双四杆机构的可重复自动锁紧解锁装置

针对梦天实验舱对接、转位等工况，对日定向转动关节在轨多次锁紧解锁的需求，采用双四杆机构、自适应末端效应器等，设计一款可重复自动锁紧解锁装置。为了验证该锁紧解锁装置，利用研制产品，展开真空高温、真空低温、大气环境等多种状态下的锁紧解锁试验。结果表明:该机构可实现多种状态下的可重复自动锁紧解锁功能;在28 V直流工作电压下，锁紧动作执行时间为17.09~17.15 s，解锁动作执行时间为16.51~16.89 s。该机构具有高可靠、全角度、在轨可重复锁紧解锁等优点，在航天器锁紧解锁方面具有较大的工程应用潜力。     

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。     

磁悬浮飞轮优化设计与实验

针对在轨磁悬浮飞轮转子系统,考虑发射主动段振动工况,提出一种基于灵敏度分析的多学科优化设计方法。通过比较分析内、外锁紧方案对锁紧状态飞轮转子系统共振频率的影响,得到了较优的抱式外锁紧方案。在此基础上,对飞轮转子进行灵敏度分析,并选择高灵敏度结构参数作为优化设计变量。考虑其结构强度、转动惯量、控制性能、自由状态和锁紧状态一阶共振频率,以飞轮转子质量最小为优化目标,利用序列二次规划法对其进行多学科优化设计。优化结果表明,在满足发射振动工况下,飞轮转子极转动惯量与质量的数值比达到最大为0.0070,比初始值0.0064提高了9.4%。该优化方法提高了飞轮转子设计的可靠性和效率,其首次在轨实验成功对我国磁悬浮飞轮空间应用具有重要意义。     

一种应用于着陆支撑系统中的锁紧机构设计与仿真

垂直起降运载器着陆过程是一种对支撑机构的结构强度、锁紧机构可靠性、缓冲器吸能特性要求极高的复杂瞬态碰撞吸能过程。针对现有着陆支撑机构构型单一等问题,提出一种全新的着陆支撑机构构型,并对该锁紧机构进行结构设计。由于支撑机构在展开过程中受到重力、空气阻力等多种环境力的作用,导致锁紧连杆相对速度在有限范围内变化。通过建立锁紧机构中移动构件力学方程并计算得到合理驱动弹簧参数,而后将锁紧相对速度作为输入变量,通过ADAMS建立虚拟样机模型完成工况模拟,并分析不同驱动弹簧参数对锁定可行性的影响,为锁紧机构可靠锁定提供技术支持。     

航天器电动手动一体化舱门锁紧机构设计

针对航天器舱门特点和现有技术的不足,研究了一种可由航天员在舱内和舱外用电动或手动操作的新型舱门工作机构。设计了舱门锁紧执行机构和驱动机构,确定了锁紧驱动力矩、电机参数和驱动力等关键参数。运动学和动力学仿真结果表明:该航天器舱门能实现预期设计动作,机构简单、运动可靠、操作便捷。     

包带锁紧结构的预紧力确定

包带锁紧结构用于卫星上高压气瓶的安装固定,通过对包带施加预紧力矩而抱紧气瓶.气瓶在使用中伴随有较大压力变化而产生膨胀和收缩变形.为适应气瓶的变形并且保持安装的刚度要求,包带在不同气瓶压力下需施加不同的预紧力.为获得合适的包带预紧力,文章提出了确定包带预紧力的试验方法,并根据试验数据分析确定了不同压力状态下的包带预紧力,满足了气瓶在卫星不同阶段的使用要求.     

空间机械臂关节快换接口结构设计与分析

针对宇航员在轨出舱维护需求,提出一种机械锁紧与电气连接独立操作的快换接口,该快换接口具有在空间环境下拆装快速、拆装操作力小的特点,同时满足机械臂的刚度与承载能力。该接口由容差对接接口本体、机械连接锁紧装置、电连接器组件、电连接器插拔装置四个功能模块组成。采用双圆锥面配合设计容差对接凸凹本体结构。根据宇航员舱外操作的需求选择了具有平面浮动能力的快换接口电连接器,设计浮动装置使得该电连接器具有超行程量。采用曲柄滑块结构将操作工具的旋转运动转化为电连接器的直线运动,并基于驱动力矩最小确定曲柄滑块的参数。采用膨胀锁紧原理设计快换接口结构连接锁定装置,分析预紧力衰减对连接刚度的影响。     

空间飞行器的对接分离与地面模拟试验的仿真分析研究

对两对接飞行器的分离过程和地面模拟试验过程进行了理论分析,论述了两飞行器在分离瞬 间空间分离过程与地面模拟试验过程之间的对应比拟关系;依据地面试验中给出的多种工况 ,利用多体动力学软件ADAMS仿真分析并比对了地面和空间零重力两种环境条件下两飞行器 分离时的运动特性,讨论了地面五自由度对接分离气浮平台模拟两飞行器在空间实际分离时 带来的原理误差影响。     

变结构近空间飞行器大飞行包络控制特性研究

针对近空间飞行器大包络、多任务模式飞行运动,结合通用高超声速飞行器确立了近空间飞行器不同飞行阶段的机体结构,详细建立了气动参数由攻角、马赫数与控制舵面偏转最表示的12状态动力学方程,绘制了不同飞行阶段气动参数随攻角、马赫数的变化曲线,建立了近空间飞行器的大包络运动控制模型,而后研究了不同机体结构与飞行状态下的控制特性和各通道耦合性质,表明该系统可以有效用于全程强鲁棒稳定飞行控制系统的设计与仿真测试,充分体现了近空间飞行器非线性、时变、耦合等飞行运动特点,仿真验证表明了研究结果符合现有分析结果.     

高超声速多体分离的Monte Carlo模拟仿真分析研究

在临近空间飞行器飞行试验任务中,运载器与飞行器之间的分离多数在临近空间发生。飞行器与箭体之间的气动特性,对分离过程的安全性有重要影响。然而,分离过程的动态特性和飞行器外形的复杂性给气动特性的正确预测造成了巨大困难,地面试验也很难验证。为此,发展了Monte Carlo打靶分析方法,在误差带宽内随机生成气动特性,通过增大气动特性的覆盖性,大大提高了气动特性对分离过程的安全性影响评估的正确性和可靠性。     

螺纹紧固件安装质量与拧紧力矩的分析研究

概述了螺纹紧固件安装质量的意义及现状,阐述了拧紧力矩和锁紧能力与安装质量的关系,以及拧紧力矩和锁紧能力的构成因素及其测试方法,指出实现拧紧力矩量化控制应考虑的因素,以使紧固件的安装达到规范化要求。     

临近空间高超声速飞行器关键技术及展望

随着各国对提高军队通信、反应和作战能力的需求与日俱增,发展临近空间高超声速 飞行器技术的重要性愈发明显。综述了临近空间高超声速飞行器国内外的发展现状与趋 势,系统全面地分析了发展临近空间高超声速飞行器的关键技术,包括总体设计技术、气动 力和气动热技术、高温长时间热防护技术、高精度GNC技术、有效载荷抛撒技术以及发动机 技术。在此基础上,最后提出了适合我国国情的临近空间高超声速飞行器技术的发展设想。
     

飞行器复杂外结构的环境热流计算方法

提出了一种通用的、适合飞行器复杂外结构环境热流的计算方法。采用由环境映射面组成的封闭结构对空间飞行器进行包覆,根据飞行器的轨道特征及瞬时位置,确定映射面上环境热流的大小及方向。在映射封闭结构与飞行器表面组成的辐射换热系统中,通过蒙特卡罗法结合设备表面的镜、漫反射特性,计算环境映射面到各设备表面的辐射传递因子,进而获得在轨飞行器不同位置的瞬时环境热流。计算中考虑了结构表面间的遮挡及多次反射问题,解决了空间飞行器因设备众多、尺寸差异大、表面辐射特性不同等给热流计算带来的困难,并为后期的热分析计算提供精确数据。
     

火箭助推器从芯级飞行器动态分离过程的数值模拟

利用弹簧近似和网格重构相结合的非结构动网格技术，耦合求解Euler方程及弹道方程，时间方向采用四步Runge-Kutta方法，空间方向采用改进Barth和Jespersen限制器的通量分裂方法，数值模拟火箭助推器从芯级飞行器动态分离动力学过程。首先，计算单独芯级飞行器流场，与实验数据相比，符合较好；其次，计算火箭助推器和芯级飞行器组合体流场，得到分离前状态和气动力特性；在此基础上，比较采用弹簧和火箭作为控制力的两种分离方案，研究两侧火箭助推器分离不同步、攻角、侧滑角等因素的影响。研究表明，弹簧分离初期火箭助推器位移和姿态主要取决于弹簧控制力，弹簧全部断裂后气动力的影响加快姿态发散，在给定的设计参数条件下，可以实现安全分离；火箭分离存在复杂的喷流干扰，喷流对助推器的包裹作用使得分离初期自由来流影响较小；另外，分离过程对芯级飞行器的气动干扰不容忽视。     

楔形内螺纹锁键螺套锁紧性能分析研究

针对螺纹强度要求较高的产品需求,设计楔形内螺纹锁键螺套;对影响锁紧性能的要素进行辨识,针对不确定要素给出验证方案,并进行对比试验;确定楔形内螺纹锁键螺套锁紧性能影响要素,给出优化设计和试验准则,为新型锁紧产品设计提供理论储备。     

太阳翼铰链锁紧槽的设计研究

针对国内航天器太阳翼所使用的铰链形式,根据产品使用需求,提炼出了铰链锁定装置的功能要求,在此基础上导出了锁紧槽的设计要求、设计流程,提出了一种锁紧槽曲线的设计方法,并通过实例仿真验证了其正确性。     

临近空间飞行器多物理场耦合建模的网格映射方法

临近空间飞行器的研制面临许多复杂的问题和挑战,涉及总体、气动、结构、控制、防热、动力等多个学科和专业领域的相互作用、高度耦合的子系统。全系统、全流程的仿真验证与性能评估能够为设计工作提供重要依据,缩短研制周期。而气动、结构、防热等专业的仿真建模和模型解算基于有限体积法或有限元方法,依赖于不同的工具软件,且网格的划分方法不同。本文研究了临近空间高超声速飞行器多物理场耦合建模方法,研究并实现了异构网格耦合界面之间与耦合域之间的信息传递方法,从而实现了临近空间高超声速飞行器的多物理场耦合建模与仿真。