结构/机构一体化空间可展开复合材料]柔性伸杆的设计

为了满足空间探测的需求，文章提出一种结构/机构一体化空间可展开复合材料柔性伸杆设计。该伸杆以结构自身所包含的长通孔作为柔性关节，利用柔性关节的弯曲势能，实现其180°折叠展开功能。首先，研究影响该伸杆刚度和强度的主要设计参数，并综合考虑伸杆的制造工艺要求以及实际使用状态，确定了该伸杆的最终设计状态。然后，对该柔性伸杆的展开状态进行模态分析，并对其柔性关节进行折叠展开试验。最后，测量该柔性伸杆的重复折叠展开指向精度。模态分析结果表明：带探测计负载的伸杆展开状态的一阶频率为15.80Hz，二阶频率为17.22Hz，满足设计指标要求。折叠展开试验结果表明：伸杆柔性关节的折叠展开性能良好，满足设计要求。指向精度测量结果表明：伸杆重复折叠展开10次后，偏差角的6σ值为0.00828，重复折叠展开指向精度较高，满足使用要求。结构/机构一体化空间可展开复合材料柔性伸杆的结构设计方案合理可行，可适用于多种航天器及多类空间探测任务。     

低重力环境下基于超弹性铰链的某折展机构展开动力学研究

针对地外行星、月球探测中杆状天线对轻量化折展机构的需求,提出了一种基于超弹性铰链的两折杆折展机构,天线展开长度可达1.3 m,折展机构重量小于200 g;建立了超弹性铰链的薄壳大变形模型和机构的有限元分析模型,同时引入重力场影响,对不同重力场下机构展开动力学行为、展开时序进行了分析,并对天线末端特征点最大位移进行了预测;利用该折展机构原理样机开展了地球重力条件下的展开试验,使用高速摄影对展开过程进行记录并反演获得特征点位移信息,验证了特征点实际最大位移与分析值的一致性.基于超弹性铰链的两折杆折展机构的设计思路与分析方法,可以为我国后续深空探测更长尺度天线折展机构的设计与分析提供新的思路.     

立式捏合机桨叶结构参数对混合釜流场影响的仿真分析

为揭示立式捏合机桨叶几何结构参数与混合釜流场之间的关系,以1 L两桨立式捏合机为研究对象,采用计算流体力学ANSYS Fluent 14.5软件对立式捏合机进行了三维模型仿真研究,分析了桨叶结构参数(桨桨间隙、桨叶螺旋角)的改变对混合物料挤压应力和剪切应力的影响。结果表明,增大桨桨间隙可减小桨叶对混合物料的挤压应力和剪切应力,空心桨螺旋角分别为40°、45°、50°,桨桨间隙由1.0 mm增加到3.0 mm,挤压应力、剪切应力分别平均减小了82.4%、57.23%;增大桨叶螺旋角可增大桨叶对混合物料的挤压应力和剪切应力,空心桨间隙分别为1.0、2.0 mm,桨叶螺旋角由35°增加到55°,挤压应力、剪切应力分别平均增加了92.8%、55.7%。     

Yoshimura折痕的双指机械手设计与分析

折纸的连续弯曲、扭转、伸展收缩和线性运动的特性，使得折纸构型比较适合机械手机构设计；然而，折纸在机械手方面的应用特别是对非柱状的机械手应用较少。基于图论和折痕分配算法提出了一种基于Yoshimura折痕的双指机械手机构，该机构由对应折痕等效形成的销杆连接构成。通过对折痕进行几何分析研究了该机构的运动特性，发现双指机械手机构能够实现弯曲抓取，具有弯曲程度大、抓取适应性强和结构刚度大的优点。对Yoshimura折痕的双指机械手机构进行了三维结构设计，通过对双指机械手机构进行自由度分析和几何分析，发现双指机械手单元具有3个自由度，机械手每个单元上的杆间角度越大可抓取物体的半径越小，且随着机械手横向和纵向单元数目增加其可抓取物体的半径变大。     

简化七阶CQKF及其在SINS大失准角初始对准中的应用

针对捷联惯性导航系统（SINS）大失准角初始对准的滤波过程，提出简化七阶正交容积卡尔曼滤波算法（7th-SCQKF）。根据简化容积卡尔曼滤波(CKF)理论，推导出改进的简化七阶CKF算法（7th-MSSRCKF），改进了原简化七阶CKF（7th-SSRCKF）的性能；同时，在7th-SSRCKF和7th-MSSRCKF基础上，引入正交半径准则，提出简化七阶CQKF（7th-SCQKF）算法，提高了滤波精度；并将简化七阶CQKF（7th-SCQKF）算法应用到SINS的大失准角初始对准仿真中，结果表明，7th-SCQKF比7th-MSSRCKF的滤波精度高，验证了新算法的正确性和有效性。     

一种新型球副机构的设计及分析

提出一种新型球副机构,即1S机构。该机构由两个转动副和一个等效转动副组成,其运动功能等效为球副。1S机构可通过其变种构型增强刚度和增大运动角度。同时,以1S机构为基础,可构建N-S复合球副机构;与其他运动副进行复合,如移动副、额外的转动副等,可构建X-S机构。在复合铰链中,所有的运动副:(a)均具备相对独立的运动,(b)运动轴线均相交于一点,(c)理论上可包含无数个球副。为验证1S机构的刚度和运动精度,文中建立了其刚度模型、运动学模型、考虑刚度影响的修正的运动学模型以及运动精度模型。通过数值案例分析及仿真验证,表明该球副机构具备足够的刚度和运动精度。新型球副机构的应用之一则是用于3-R(SRS)RP多环机构中的SRS复合铰链,该铰链是基于X-S机构设计且具备7个自由度的运动链,使多环机构可以实现其运动功能。     

九宫格超弹太阳池阵列折展性能仿真与优化

弹性铰链是一种自驱动柔性机构。其只依赖折叠时储存的弹性能量，并在展开时自然释放，不需要部署外部能源。弹性铰链具有重复性高、精度高、轻质、能耗低等优点，因而被广泛应用于航天领域。文章针对不同组合形式弹性铰链展开状态的稳定性问题，基于压杆稳定理论，建立对向单层弹性铰链的峰值力矩模型，分析其屈曲失稳情况，进而有效估计出空间折展机构抵抗外界载荷的能力。采用ABAQUS建立弹性铰链的有限元模型，以此来准确描述其折展特性。利用全因子实验设计方法对样本点进行实验规划，进而建立可描述铰链折展特性的数学代理模型，并以簧片间距离及中心角为变量对弹性铰链进行优化设计，得到使弹性铰链机构具有较大弯曲力矩以及较小最大收展应力的最佳结构参数为中心角76°，簧片间距离Se为16.2mm。     

运载火箭发动机喷管变形机构型综合分析研究

为有效缩短箭体长度，增大喷管扩张比，提高发动机比冲，对运载火箭发动机进行了喷管变形机构型综合分析。首先分析了国内外喷管变形机构发展历程，在此基础上系统总结了喷管变形机构的典型应用，并对典型喷管变形机构进行了方案分析，研究了其组成原理和功能设计特点，最后基于机构拓扑图分析方法给出机构构型方案及设计方法。介绍了国内外相关喷管变形机构各构型方案运动原理及设计特点，并综合分析评价了各方案，提出了喷管变形机构技术发展建议，可为运载火箭发动机变形机构设计提供支撑。     

基于螺旋理论的环形桁架式可展天线构型综合

基于螺旋理论针对环形桁架式可展天线机构的构型综合问题进行研究，首先概述基于螺旋理论的约束综合法，然后分析环形桁架可展天线机构的收展原理，将环形桁架机构分为上下环形边两部分，通过综合环形边机构并连接上下环形边便可得到环形桁架机构；采用移动副(P)来描述各个节点花盘的运动特性，通过基于螺旋理论的约束综合法针对环形边支链机构进行分析与综合，得到了16种约束支链机构，通过分析与优选得到了两种约束支链机构；采用综合得到的约束支链机构组合得到了环形边链路机构并通过连接组合与推演得到了四种环形桁架可展开机构；最后针对综合得到的四种环形桁架机构在Solidworks软件中进行了三维建模与运动仿真，校验了各机构的可展性。本文的研究为可展天线机构的构型综合提供了一种新思路，综合得到的几种环形桁架机构在空间可展开天线领域具有较好的应用前景。     

HCKF性能评估及其在传递对准中的应用

针对高阶容积卡尔曼滤波(HCKF)算法在传递对准中的应用问题，提出综合运用多变量函数泰勒级数展开和计算复杂度分析的性能评估方法。基于高阶球面-径向容积准则建立HCKF算法模型，并对其估计精度和计算量进行量化和对比分析：HCKF具有5阶泰勒级数展开精度且计算复杂度为O(n 4)，综合性能优于高斯厄米特积分滤波(GHQF)和无迹卡尔曼滤波(UKF)。将三种非线性滤波算法应用到舰机大失准角传递对准系统中，摇摆台试验结果表明：HCKF的估计精度比UKF高17%，计算量比GHQF小2个数量级，与HCKF性能评估结果一致。     

航天器卷筒式伸杆机构的发展与展望

从概念、构成特点、应用范围与使用方式等方面阐述了卷筒式伸杆机构。从卷筒式伸杆机构成形原理探索、数值模拟、成形工艺、产品测试等方面综述了卷筒式伸杆机构的研究进展；介绍了卷筒式伸杆机构在航天器上的应用状况；指出了航天器卷筒式伸杆机构小型化、轻量化、大收纳比和高精度的发展趋势；提出了航天器卷筒式伸杆机构结构材料、成形工艺和性能评价方面亟需攻克的关键技术,旨在为航天器卷筒式伸杆机构创新发展提供参考。     

圆环压力容器均衡缠绕线型设计及稳定性分析

基于网络理论,得到了纤维单螺旋、螺旋加环向均衡型缠绕圆环压力容器的线型方程。应用微分几何理论,给出了同时满足均衡型和稳定缠绕双重条件的线型滑移系数、相对弯曲半径以及两向纤维层厚度比之间的关系。计算结果表明,单螺旋缠绕方式和较大的相对弯曲半径均能提高均衡缠绕线型的稳定性;对于通常研制的圆环压力容器,纤维材料和芯模间的摩擦系数达到0.2~0.3以上,即可实现均衡型缠绕。所提出的环壳均衡缠绕线型和轨迹稳定判别方法,对指导此类产品的缠绕具有重要意义。     

ARMOR热防护系统蜂窝夹层板结构参数设计

对ARMOR热防护蜂窝夹层板采用结构-隔热一体化设计。将蜂窝夹层板按隔热能力相同等效成匀质材料结构,建立了蜂窝夹层板单位面积质量、单位面积热阻,以及力学参数与夹层板结构参数的函数关系。给出了基于改进粒子群算法的热防护蜂窝夹层板力学性能、稳定性和隔热性能等共同约束下质量最小的结构参数确定方法。算例结果表明：该算法具一定的减重效果。     

基于实际切齿方法的螺旋锥齿轮建模与实体设计

基于螺旋锥齿轮副中大轮采用的半滚切法加工原理,提出一种螺旋锥齿轮建模方法,推导出内、外齿顶线方程。应用MATLAB求解齿顶线方程,将结果导入SolidWorks软件生成曲线,基于扫描切除特征得到螺旋齿面,建立了螺旋锥齿轮的三维实体模型。最后通过具体实例说明了实体设计过程。     

基于实际切齿方法的螺旋锥齿轮建模与实体设计

基于螺旋锥齿轮副中大轮采用的半滚切法加工原理,提出一种螺旋锥齿轮建模方法,推导出内、外齿顶线方程。应用MATLAB求解齿顶线方程,将结果导入SolidWorks软件生成曲线,基于扫描切除特征得到螺旋齿面,建立了螺旋锥齿轮的三维实体模型。最后通过具体实例说明了实体设计过程。     

两种求解连续体撞振响应方法对比研究

力积分法和振型转换法是处理连续体撞振问题的常用方法。虽然作者已在前期提出了相对振型转换法,进一步扩展了传统振型转换法的适用范围,但尚未对其与力积分法求解结果差异进行深入研究。文章分别采用力积分法和相对振型转换法对基于工程背景的实际算例进行了数值求解,进而通过一种差异指标研究了刚度、阻尼对求解结果差异的影响。将上述两种方法与现有实验数据进行对比,结果表明,刚度增大与阻尼减小均会导致两种方法的分析结果差异增大,尤其当刚度提高到一定程度,即撞振为刚性撞击时,需要与实验结果对比确定仿真的正确性。对比两种方法数值求解过程可以发现,力积分法易于数值实现,而相对振型转换法具有计算效率高、收敛性好等优点。     

固体火箭发动机界面脱粘裂纹分析

使用有限元法,在裂纹尖端周围布置有限奇异裂纹单元以模拟裂纹尖端附近的奇异性。针对轴对称发动机头部的界面脱粘裂纹,计算了点火内压作用下,发动机衬层/药柱、壳体/绝热层界面不同深度脱粘裂纹尖端的应力强度因子,指出应力强度因子随裂纹深度的发展规律。结果表明,当裂纹深度较小时,衬层/药柱界面处于闭合状态,应力强度因子几乎不发生变化,随着裂纹深度的增加,裂纹呈张开状态,裂纹尖端的应力强度因子不断增大;壳体/绝热层界面裂纹总是处于张开状态,且应力强度因子随裂纹深度的增加而增大。     

纤维缠绕圆锥壳体设计分析

以纤维缠绕结构的网格理论为基础,建立了纤维缠绕圆锥壳体在内压作用下的平衡方程。求解该方程,得到了纤维应力、纤维厚度和均衡缠绕角的解析解。对螺旋加环向缠绕,从圆锥大端到小端,纤维厚度和均衡缠绕角逐渐增大,纤维应力逐渐减小。利用最大应力强度准则,得到了单一螺旋缠绕及螺旋加环向缠绕圆锥壳体爆破压强的计算公式。为了使计算的爆破压强与实际结果相符合,纤维发挥强度的选取必须由模拟实验确定。     

粘弹塑性界面的断裂特性

研究张开型粘弹塑性界面断裂。用傅立叶正、余弦变换及逐段定积分变换方法将边值问题的控制方程化为奇异积分方程组。解方程后计算了裂纹尖端塑性区尺寸及裂纹尖端张开位移(COD：crack—tip opening displacement)，并给出了能量释放率算式。结果表明，裂纹尖端塑性区尺寸和COD均随两种材料的最小屈服极限的增加而减小；随时间的增大，COD先增长后衰减，最后渐近地逼近于定值。