静止轨道高精度遥感卫星在轨冲击监测与定位

针对空间环境下航天器偶发的冲击影响敏感载荷性能的问题，提出了利用振动测量系统实时连续监测载荷安装位置附近的动力学环境的方法，通过分析各测点的冲击时域响应大小及冲击发生先后顺序，初步确定冲击发生的位置。结果表明:冲击的发生以天为周期，一天之中冲击发生的频次和强度与航天器所处轨道位置强相关，且存在2个明显的冲击高发时段。冲击很可能发生于载荷底板附近，可在地面试验中进行精确定位和完善设计。上述研究实现了在轨冲击现象的定量分析及冲击源的定位，将提升现有在轨动力学分析的能力，指导后续航天器设计，降低冲击现象对敏感载荷性能的影响。     

航天器火工冲击环境分析预示方法研究综述

航天器火工冲击力学环境问题是一个宽频、瞬态和强非线性的冲击动力学问题。火工冲击响应的预示涵盖结构动力学、冲击动力学、爆炸力学、高应变率材料力学行为等多学科理论。目前,工程上尚无统一、有效的预示方法。在航天工程中,航天器及其组件冲击环境条件设计以及系统级和单机缓冲设计,都迫切需要能够准确预示航天器的火工冲击响应。文章对国内外航天器火工冲击响应机理进行综合理论分析,并在系统调研分析预示方法的基础上提出了航天器火工冲击响应预示研究的重点和难点。     

统计能量分析法在爆炸分离冲击响应预示中的应用

针对复杂结构的爆炸分离冲击问题,文章采用统计能量分析方法对其响应进行了计算分析。首先对切割索产生的连续载荷进行了离散处理,然后基于统计能量分析并结合虚拟模态综合法,对航天器分离过程中的冲击响应进行了预示。得到的结果符合爆炸分离冲击环境下结构响应特征及其传递规律,对航天器抗冲击设计与评估具有一定的参考价值。     

航天器火工冲击源力函数模拟分析

为对航天器火工冲击响应进行预示分析,使用显式有限元法对冲击源力函数进行模拟。以太阳电池阵解锁为背景,建立合理的有限元模型,分析多种简单脉冲函数及其组合函数在航天器上的冲击响应规律。通过与试验实测数据对比分析,使用简单脉冲函数的叠加,得到符合试验结果的冲击源脉冲函数,使冲击环境预示结果与实测数据一致。文章所提供的冲击源载荷拟合方法无须对复杂的火工品装置建模,可为后续冲击响应分析工作奠定基础。     

利用脉冲电磁力加载的螺接/铆接接头冲击性能测试装置及力加载方法

螺接/铆接接头在航天器结构中大量应用,其抗冲击性能对整体结构的可靠性至关重要。文章基于RLC放电原理建立脉冲电磁力加载理论模型,研制了利用脉冲电磁力加载的螺接/铆接接头冲击力学性能测试装置,并针对该装置提出了直接加载和撞击加载两种加载方法——前者适用于冲击吸能较高、冲击加载应变率＜150 s-1的中应变率冲击测试,后者适用于冲击吸能较低、冲击加载应变率＜500 s-1的中应变率冲击测试。对上述装置和方法进行了测试试验验证,结果表明:该装置及方法可实现接头中低应变率加载下冲击力学性能测试,且具有体积小、成本低等优势。本研究结果可用于航天器机械连接构件抗冲击性能评估和优化。     

基于传递特性的航天器在轨冲击环境预示方法研究

实际飞行实验中,经常需要较为精确地确定高频激励作用下航天器某结构部位的冲击响应,统计类预示方法速度快但误差较大;数值类预示方法较为精确,但计算规模大、耗时长,且很难考虑冲击源和结构传递等偏差的影响。文章参考振动传递函数的定义和性质,建立了基于结构传递特性、用已知结构点的冲击环境预示相关结构冲击环境及其分布的方法;利用某火工分离试验冲击测量结果,验证了该方法可快速、准确预示指定部位的冲击环境。     

飞行器爆炸螺栓分离冲击环境散布分析

爆炸螺栓分离装置是一种应用广泛且相对成熟的点式火工分离装置，在航天器分离中应用广泛。爆炸螺栓通过腔内炸药爆炸的拉伸、剪切力学效应，使螺栓特定部位断裂实现解锁。爆炸分离过程会产生时间短、频率高、峰值高的冲击波，对航天器结构产生冲击。分离过程中，爆炸螺栓断裂位置尺寸、炸药药量和螺栓预紧力等因素的偏差都会影响爆炸分离产生的冲击响应。通过不同设计尺寸偏差下的有限元分析计算，研究了不同因素对航天器关键位置冲击响应谱的影响。结果表明爆炸螺栓断裂位置的端面尺寸和炸药药量的变化对冲击响应谱有着显著影响。     

基于激光激励的火工冲击响应及其特性研究

针对传统火工冲击激励方法在频率范围方面的局限性，研究新兴的激光激励方式、激励特性及其参数的影响，探究模拟火工冲击试验的可行性。首先参考经典的冲击试验方法，制定了激光激励试验的试验方案，设计了试验装置并进行了冲击试验；然后针对火工冲击和激光激励的试验结果，在时域、频域进行了时频分析和响应谱分析与对比；最后依据该试验方法，讨论了激光脉冲频率和激光脉冲能量对冲击响应的影响。研究提出的激光激励方法对火工冲击机理研究与地面模拟试验设计具有一定的参考价值。     

采用伪速度冲击响应谱评估蜂窝夹层板破坏边界

采用伪速度冲击响应谱(PVSRS)对航天器蜂窝夹层结构进行了冲击破坏边界评估。目前航天领域常用的冲击响应谱(SRS)是绝对加速度谱(AASRS)，相较于绝对加速度谱，伪速度谱能更清楚地显示出结构在低频、中频和高频段不同的冲击响应特征。分析了弹性力和惯性力在低频、中频和高频段对结构安全性的影响，据此在对数四坐标伪速度谱上给出了相应的结构破坏边界。以一典型蜂窝夹层结构为研究对象，通过有限元分析计算得到的结构破坏边界与伪速度谱给出的结构破坏边界符合得较好。在航天器结构冲击安全性研究领域，本文采用的伪速度谱结构冲击破坏边界是对目前常用的加速度谱方法的一个有益补充。     

基于三目视觉测量的航天器交会对接相对位姿确定算法

针对航天器交会对接过程中位姿参数的测量问题,提出了三目视觉的测量方法。本文阐述了三目视觉的测量原理,建立了数学模型,分析了测量系统的误差。仿真结果表明该方法有效。与双目视觉相比,它能降低图像匹配误差的影响,提高特征点的定位精度,增加测量系统的可靠性,因此能够满足航天器位姿参数的测量要求,对航天器在轨实时应用具有重要参考价值。     

航天器中频力学环境预示研究进展

中频声振力学环境严重影响着航天器的可靠性和安全性,具有响应复杂、预示难的特点,因此航天器结构的中频动力学问题是当前研究的难点和热点。文章介绍了三类主要的中频预示方法,即改进的确定性方法、改进的统计能量法和混合法的基本理论和应用现状。结合航天器工程需求,对比和分析了几类中频预示方法的计算效率、应用前景和理论局限。最后,提出采用有限元与统计能量分析(FE-SEA)混合法作为国内航天器中频力学环境预示方法,并指出了FE-SEA混合法的研究方向。     

航天器动力学数据采集分析系统

针对航天器动力学环境试验测试的特点,自主研制了以VXI总线为基础的128通道航天器动力学数据采集处理系统.文章介绍了系统的构成和特点,在硬件上采用块传输和同步时钟等技术,在软件上应用面向对象技术及功能模块分层管理的思想.该系统突破了高速同步采样、大容量数据实时传输、并行任务实现等关键技术,并具备一定的扩充空间,可以投入型号研制中使用.     

某航天器天线声振组合环境试验与单项环境试验对比研究

由于受地面试验技术条件的限制,目前用单项噪声或振动环境试验来模拟航天器发射及飞行过程经历的声振复合环境。文章以某航天器天线为对象,开展了声与振组合环境试验与单独噪声、单独随机振动试验的对比分析:对于该航天器天线,单独噪声试验在低频区域激励效应较差;单独振动试验则在高频部分存在结构响应衰减;声振组合试验由于耦合效应对结构高频段的响应产生抑制,使得高频部分的响应被削弱。     

卫星承力筒结构的模态试验方法探讨

文章详细阐述了某型号卫星承力筒结构的模态试验设计及试验实施过程中所取得的实践经验。采用单点随机激励法、两点随机激励法、单点步进正弦扫描激励法均能得出较准确的航天器结构主频。较好的办法是:为获取大型航天器结构的一阶主频,可先采用单点随机激励法得出结构主频,然后采用单点步进正弦扫描激励法进行数据结果的验证;为获取大型航天器结构的高阶模态参数或结构阻尼系数,应采用两点或两点以上的模态试验激励方法,使激励输入能量平均且更接近于航天器结构实际受力工况。文章中对承力筒结构模态试验设计及方法的探讨对大型航天器的结构模态试验具有借鉴作用。     

自适应航天器态势分析系统

利用深度学习中的卷积神经网络理论,基于单目视觉系统和带有标识物的航天器影像,实现对航天器的三维姿态角、距拍摄点距离和相对拍摄中心偏移量的精准测量。利用机器学习理论实现网络自主学习样本特征,这一方式将大幅降低动态测量的误差。同时,这种测量方式也避免了人工提取特征的复杂过程,实现任意、精准、快速测量,对航天器在组装及发射过程中的姿态估计、距离测算起到关键性作用。     

变拓扑多臂航天器高效统一动力学建模

针对多臂航天器在轨操控过程中可能存在的多链、闭环、环链混合等多种拓扑构型及相应的动力学模型变化,提出基于空间算子代数理论(SOA)的高效统一动力学建模方法。首先,提出了描述多臂航天器部件连接关系的构型参数,并基于构型参数提出了多臂航天器拓扑构型描述矩阵的自主生成方法。其次,基于空间算子代数理论,将通路矩阵与空间转移算子相结合,提出了变拓扑多臂航天器统一动力学建模方法。最后,将数值仿真结果与多体动力学仿真软件的仿真结果进行比对,验证所提方法的有效性。仿真结果表明,对于不同的拓扑结构,所提出的O(n)阶统一动力学建模方法能准确描述变拓扑情况下的多臂航天器动力学响应。     

碰撞试验系统中加速度传感器特性仿真研究

航天器对接机构缓冲能力的强弱直接决定了航天器所受冲击的大小,因此对缓冲机构的性能进行测试/试验具有重要的意义。文章以赫兹弹簧阻尼理论为依据,通过仿真计算,分析了质量、速度对碰撞过程的影响;得到了加速度的频率特性;确定了碰撞试验系统中加速度传感器的选择原则。     

振动试验中力限控制技术

文章阐述了在地面模拟航天器经历的力学环境时,应充分合理地考核航天器的结构；回顾了国内外解决振动试验中过试验问题的方法；全面介绍了振动试验中的力限控制技术。该技术是利用加速度控制的同时,通过限制振动试验中受试产品与工装连接面作用力的大小,来避免振动试验中的过试验问题。     

航天器组件可靠性试验温度测控技术

文章针对航天器组件试验过程中温度场不均匀和单一控温点难以全面控制组件温度的问题,研究了试验箱内温度场的均匀性分布,组件不同部位在箱内的温度分布规律以及影响这种分布的因素。通过温度测控试验方法的研究,配合所研制的多路温度测控系统,确定了组件试验过程中温度控制点的选取方法,解决了热试验中组件局部温度失控问题,提高了组件的试验安全性和试验质量。     

微流星体高速撞击航天器Whipple防护结构损伤特性研究(英文)

采用金刚石模拟高脆性、高熔点微流星体材料,对航天器典型Whipple防护结构进行高速撞击试验.试验表明,撞击产生的高温高压效应导致金刚石部分或全部转化为石墨,金刚石对防护结构的损伤主要体现在中低速阶段,当撞击速度大于4.3km/s时,对后板的灼烧损伤极为显著。