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。     

小过载火工作动筒方案设计探讨

文章介绍了弹上展开折叠舵用小过载火工作动筒的方案设计过程及试验验证结果。说明采用油压阻尼方法的特点和缓冲的效果。     

导弹折叠翼展开机构的可靠性定性分析

通过对导弹折叠翼展开机构的分析得出了可靠性分析模型。针对某型飞航导弹的折叠翼展开过程，运用失效模式和影响分析（FMEA）的原理，对导弹折叠展开机的可靠性进行了较为全面的探讨和研究，得出了导弹折叠展开机构可靠性分析的各种故障模式，以便对全弹结构的可靠性进行定量分析。     

导弹折叠翼展开机构运动功能可靠性分析

通过建立等效动力模型得出导弹弹翼展开机构的运动规律，进而对弹翼展开机构进行动态静力分析。针对某型飞航导弹的折叠弹翼展开过程，对机构运动功能可靠性进行了较为全面的探讨和研究。该方法可用于 飞行器分离机构，展开机构和折叠机构等的可靠性分析。     

折叠状航天器太阳电池阵在轨热分析(Ⅱ)--计算结果和分析

采用 SIP算法 ,对高 H =2 0 0 km的在轨航天器折叠状太阳电池阵的三维不稳定温度分布做了数值分析。计算时仔细考虑了不同时刻电池阵不同的热输入。计算网格 N =N1 × N2 × N3=14× 2 2× 2 2 =6776,初始温度T0 =2 78K。获得了抛罩 -展开Δ t=3 2 5 4 s间隔内 4块折叠状太阳电池阵三维不稳定温度场响应特点。比较了考虑和不考虑地球入射辐射对电池阵温度分布的影响。本文分析对航天器发射进而对折叠状太阳电池阵展开时刻的认定有重要参考价值     

双通道控制旋转导弹舵面控制律研究

为解决导弹总体设计中亚跨速稳定性和超声速机动性不能兼顾的问题,对双通道控制旋转导弹舵面控制律进行了研究。分析了正弦、Bang-Bang、梯形和饱和正弦等控制律的原理与特点,给出了各自的等效舵偏角及其相应等效控制力的数学模型。采用基于两对舵面配合控制方式,给出了上述4种控制律的统一表示形式。讨论了两对舵配合控制方式的影响及工程可实现性,发现两对舵面相位差固定时,其等效控制力的方向由舵面1的相位决定,大小由其最大舵面偏角和特征函数决定,在工程中易实现;两对舵面相位差可变时,等效控制力的大小和方向需由控制舵1的相位和两对舵的相位差共同决定,考虑的变量更多,设计难度大,舵机系统复杂,难以实现小型化设计。仿真结果表明:采用基于两对舵面配合控制的旋转弹双通道控制方式,通过改变导弹舵面控制律,能有效提高导弹的操纵效率,在保证弹体静稳定性的同时增强导弹的机动能力,有效解决了传统旋转导弹总体设计中两者难以兼顾的难题。     

地空导弹热分离故障树分析

根据导弹飞行中的异常现象、地面维修的导弹故障履 及个人经验，运用演绎法建立了以热分离失效为顶事件的热分离故障树（ＨＳＦＴ）。进行了定量计算，对系统失效概率和可靠性作出了评价。在部分的训练打靶中，该ＨＳＦＴ应用于××枚导弹的发射前检查和维修中，提高了维修质量，使导弹发射后的飞行过程达到１００％的热分离成功。     

美国进行间接瞄准导弹发射试验

美国进行间接瞄准导弹发射试验今年早些时候，美国进行了一次改型响尾蛇导弹间接瞄准发射试验，导弹发射角与瞄准线呈６７度夹角。由美国洛克希德公司、雷锡恩公司和霍尼韦尔公司联合进行的这次技术验证试验，旨在为美国空军验证霍尼韦尔公司的头盔、雷锡恩公司的导弹和洛...     

俄罗斯试验改型AA-11

俄罗斯试验改型ＡＡ－１１图１俄罗斯的ＡＡ－１１空空导弹俄罗斯的文佩尔导弹设计局正在对改型ＡＡ－１１箭手空空导弹进行飞行试验。这种改型ＡＡ－１１的导引头具有９０度间接瞄准能力。ＡＡ－１１箭手（北约代号）就是俄罗斯的Ｒ－７３导弹，其出口型为Ｒ－７３Ｅ。Ｒ...     

某导弹舵机角位移的测量

某导弹舵机角位移测量采用自动控制理论闭环系统设计方法，在地面进行模拟飞行和发射时，通过地面计算机向惯性组合施加激励信号，模拟导弹在空中飞行的姿态角，使弹上控制系统驱动舵机工作；地面计算机再通过舵机角位移的测量电路，测量舵角位计敏感的舵偏信号，检验舵机偏转极性的正确性，舵机偏转角的准确性，以及舵机在武器系统中偏转运动的协调性。用地面模拟飞行试验方法，达到了测试全武器系统的目的。     

Folding patterns of planar gossamer space structures consisting of membranes and booms

The combination of large membranes and light-weight deployable booms, often called a gossamer structure, has enabled innovative space missions, such as solar sailing, to become possible. Though many designs have been proposed and demonstrated, two problems remain regarding the folding patterns of the membranes. The first problem involves considering the thickness of a membrane to enable uniform and compact folding. The other involves membrane-folding patterns that allow for connecting the membrane to the booms at multiple points and deploying them together while minimizing the use of complex mechanisms. This study proposes three methods that consider the thickness, and two of them can keep the crease lines straight, in contrast to the conventional non-straight crease line solutions. In addition, this study derives one effective design to integrate a membrane with diagonal booms through the systematic classification of existing membrane folding patterns.     

基于Ogden修正模型对金属橡胶隔振系统的仿真及试验验证

文章针对某型号隔振系统的金属橡胶阻尼器开展了仿真与试验验证研究。由于橡胶材料本构模型不能准确地描述金属橡胶的特性,无法直接利用其对该隔振系统的性能进行仿真预示,为此,只能通过对ADINA程序中的Ogden模型进行修正以模拟金属橡胶的特性,并利用这种强非线性仿真程序对该隔振系统的谐振频率进行仿真计算和测试。结果表明:仿真计算与试验测试所得的谐振频率的偏差为2.1%,谐振加速度的偏差为18.2%。这种计算方法对金属橡胶阻尼器的隔振系统的设计计算具有一定的参考价值。     

长寿命航天器结构密封性能仿真分析研究

硅橡胶密封圈的力学性能会随着工作时间的增加而发生退化,本文首先初步分析硅橡胶的热氧老化机理,然后对硅橡胶材料在热氧加速老化试验前后的特性参数进行分析对比,并借助非线性有限元分析软件ABAQUS对由该种材料制成的O形圈老化前后的最大接触应力等力学参数进行分析计算,最后讨论了这些参数变化对结构密封效果的影响。本文的研究结果可为长寿命密封圈设计提供参考。     

空间飞网系统抛射参数优化研究

空间飞网由轻质绳索编织、通过抛射展开形成一定构型网,作为在轨服务的关键技术之一,在空间在轨服务、飞行器回收、轨道清理、空间拦截等领域具有巨大的应用潜力。本文采用ABAQUS建立不同折叠方式松弛飞网有限元模型并进行动力学仿真,提出了飞网展开效果衡量标准,比较了折叠方式对飞网展开性能参数的影响,对飞网的抛射参数：牵引质量块质量、抛射角度、抛射速度进行了优化设计。仿真表明,折叠方式的优劣是飞网有效展开的关键;在给定的参数范围内,得到了飞网抛射参数的最优值。     

橡胶减振垫在航天器中的应用及验证

文章针对某航天器振动试验过程中出现的自锁阀及其安装支架振动响应放大问题,提出了一种采用橡胶减振垫的解决措施,给出了增加减振垫后设备安装的刚度模型及其分析,并通过振动试验验证了这种方法的有效性。试验结果表明:采用橡胶减振垫可以较好地解决部分航天器上仪器设备在振动环境条件下响应超标的问题,措施简单有效,满足使用要求,具有一定的推广应用价值。     

电子仪器泄复压试验设备改造

电子仪器泄复压试验是载人航天系统工程中的一项关键技术。文章介绍了北京卫星环境工程研究所泄复压试验设备的改造目的以及改造方案,重点运用理论研究的方法即泄压设计分析与复压设计分析,使改造后的设备同时满足两类技术要求,并结合工程试验研究加以验证。通过调试试验证明,改造后的设备满足相应的技术要求,可以保证泄复压试验的顺利进行。     

星载复杂组件随机振动试验载荷设计方法改进

针对现有的复杂组件随机振动试验载荷设计方法在某些加载方向常给出远大于实际数值的载荷预示,而难以满足组件研制单位的载荷裁剪需求的问题,文章提出了一种改进的载荷设计方法,将随机激励功率谱密度描述为关于组件质量的系数含待定参数的分式函数,并利用总均方根加速度实测值确定待定参数。对比了改进方法与两种现有方法对典型组件随机振动载荷的预示精度。结果表明,改进方法可以显著降低预示误差,从而为星载复杂组件结构与机构优化设计提供合理的约束条件。     

一种空间光学遥感器的主镜展开机构

分块可展开光学系统的相关技术是空间光学遥感领域当前的研究热点之一。文章设计了一种环扇形剖分主镜的展开机构总体方案。为了满足主镜展开机构的高重复定位精度要求,定位装置采用了点接触的运动支承;中央子镜与旁瓣子镜之间的锁紧力通过控制步进电机转角的方法来控制,以降低系统的复杂性;为了提高机构运动可靠性并尽可能减少润滑剂对光学镜面的污染,运动副表面采用了MoS2固体润滑剂方式;经Solidworks软件仿真,该主镜展开机构无结构干涉,能够实现主镜的收拢和展开功能。     

某碳纤维复合材料发动机壳体设计研制

介绍了某直径400 mm碳纤维缠绕复合材料发动机壳体的设计研制。根据该发动机的结构,以石棉/丁腈橡胶为壳体绝热层材料,用网格法建立了封头和筒段等结构层的模型,并给出了发动机的纤维缠绕壳体壁厚和层数设计结果,以及芯模制作、壳体绝热层成型和壳体裙装配等主要成型工艺。工作压力、气密和爆破等水压试验结果表明,所设计的碳复合材料发动机壳体满足性能要求。     

宽温度柔性接头用硅橡胶弹性材料研究

硅橡胶高低温性能优异,可作为宽温度柔性接头用首选弹性材料。通过分析补强剂、增塑剂、硫化剂等对硅橡胶性能的影响,优化硅橡胶配方,提高低模量硅橡胶力学性能。结果表明,在甲基乙烯基硅橡胶中加入35~40份(质量份,下同)高补强气相白炭黑、0.3~0.5份硫化剂,同时添加适量增塑剂,研制的硫化硅橡胶剪切模量稳定在0.25~0.30 MPa内,力学性能比4#白炭黑补强硅橡胶有较大幅度提高。采用有机硅改性环氧胶粘剂进行硅橡胶硫化胶与金属试片粘接,两板拉伸剪切强度达到3.0 MPa,改善了硅橡胶与其他材料的粘接可靠性。