国内外航天器密封舱主结构材料的选用

介绍了国内外航天器密封舱主结构常用的铝合金材料,并对其常规力学性能、断裂韧度、焊接性能、抗应力腐蚀性能等进行了比较。同时,结合不同的使用环境及条件对可选材料进行了分析,给出了目前及未来密封舱主结构材料的选择建议。文章研究结果可为大型航天器密封舱主结构研制提供参考。     

载人航天器防火安全设计

防火安全是载人航天器总体设计所关注的重点项目之一。文章按照火灾发生三要素,结合以往密封舱防火安全设计经验,从密封舱内可燃物控制、舱内氧浓度控制、防止点火源形成、防止火灾传播、密封舱烟火监测和密封舱灭火6个方面对载人航天器防火安全设计方法进行了归纳总结。该研究可为我国后续载人航天器密封舱防火设计提供重要依据,确保载人航天器任务期间的安全可靠性。     

载人航天器密封舱内结露的原因及对策

密封舱内结露威胁在轨航天员的安全和载人航天器的性能。文章探讨了载人航天器密封舱结露的产生原因,以及防止和减小结露的设计方法,可供类似的载人航天项目进行热控设计时参考。     

变极性等离子弧自动焊接技术在大型密封结构焊接中的应用

文章简要介绍了变极性等离子弧焊接技术在国内外的发展状况以及新一代大型载人航天器密封舱体的结构和材料焊接特点,对变极性等离子弧焊接技术的工程化应用难点进行了分析,并提出关键工艺解决措施。通过研究和试验验证表明,采用变极性等离子弧焊接技术是解决中厚度铝合金焊接结构最好的工艺方案之一;对变极性等离子弧自动焊接技术的应用前景进行了展望。     

载人航天器密封系统漏率设计方法

载人航天器密封舱为航天员提供在轨生活、工作的环境,对密封舱及其环控生保系统、热控制系统、推进控制系统等中各管路的密封性能有严格要求。文章提出了一种漏率设计方法,建立了相应的漏率检测系统,并依据该方法制定了密封舱体和各管路的漏率设计和指标分配的流程。本流程可用作载人航天器舱体密封系统、管路密封系统的漏率设计,对保证载人航天器在轨安全可靠运行有重要参考价值。     

载人航天器密封舱内除湿研究

为保证航天员在轨生活健康,避免密封舱内结露,对载人航天器密封舱内空气除湿进行了理论研究:针对载人航天器地面封舱前干空气置换,建立了相对湿度估算模型;对航天器在轨采用冷凝干燥装置主动除湿进行了研究,建立了密封舱内空气湿度平衡方程,推导出冷凝干燥风机风量估算模型。相对湿度估算模型及风机风量估算模型可为实际工程设计提供参考。     

载人航天器密封舱内一氧化碳安全控制

载人航天器密封舱内由于火工品点火工作、非金属材料使用等原因将导致舱内一氧化碳的浓度升高,对航天员的生命安全带来较大威胁。文章分析了载人航天器密封舱内一氧化碳的产生来源,提出了非金属材料控制、火工品泄漏控制、净化通风等控制措施,并通过试验验证了措施的有效性,可供后续载人航天器舱内环境控制借鉴和参考。     

被动吸水材料在载人航天器湿度控制中的应用研究

结合载人航天器密封舱的实际情况,建立简化的理论分析模型,分析载人航天器内被动吸水材料热、湿传递过程,并讨论了影响湿度控制方案的几个主要条件。系统描述了被动吸水材料设计方案和性能。通过地面湿度扩散试验和飞行试验,验证了该设计方案,证明被动吸水材料设计方案合理可行,在其它湿度控制措施共同作用下,能够满足载人航天器湿度控制的要求。     

载人航天器组合体氧分压控制仿真分析

载人航天器组合体通常由多个具备不同功能的密封舱通过在轨组装形成,并由其中的单个密封舱利用舱间换气对组合体空气环境进行集中控制。文章建立了一种载人航天器组合体氧分压控制仿真分析模型,对五舱载人航天器组合体组装建造过程中各密封舱氧分压和空气总压变化趋势进行了分析。结果表明,受舱间换气量、密封舱数量、航天员驻留位置变化等因素的影响,组合体氧分压和空气总压变化趋势与单个密封舱情况存在显著差异。随着密封舱数量的增加,离氧分压主控舱输运距离越远的密封舱,氧分压的波动范围越窄,且所能达到的氧分压上限也越低;同时,组合体空气总压的波动范围也越窄。随着舱间换气量的增大,各密封舱氧分压的差异逐渐缩小,组合体的空气总压波动范围增大。五舱组合体的氧分压和空气总压变化范围及波动周期,明显小于与它总容积相同的单个密封舱,这种差异随着舱间换气量的增大而减小。文章的研究结果有助于载人航天器组合体环境控制系统的设计和优化。     

有效载荷机柜结构优化设计

有效载荷机柜是载人航天器密封舱内安装有效载荷的重要结构,在设计上既要具备一定的刚度保证,以满足发射力学环境要求,又要通过减轻自身重量来提高有效载荷发射能力。文章根据载人航天器密封舱的基本结构设计要求,完成了有效载荷机柜结构的基线设计,进行了有效载荷机柜的有限元建模和模态分析,以减重为目标,刚度为约束条件,完成了有效载荷机柜结构优化设计,并基于敏感度分析得到了有效载荷机柜结构设计参数对其刚度的影响关系。文章的分析思路和研究结果对工程设计具有指导意义。     

泡沫铝板弯曲振动特性数值研究

泡沫铝作为一种新型轻质高强度材料,是通过气泡层形成的多孔金属材料。文章结合泡沫铝的结构特点,以Timoshenko梁理论为基础,建立了泡沫铝板弯曲振动的理论模型,求解得到了泡沫铝板弯曲振动频率与振幅变化曲线,并通过有限元仿真验证了理论分析结果。通过求解泡沫铝板的频率特性确认了载人航天器使用的泡沫铝板的频率远离舱体基础频率,满足航天总装使用要求。最后,对比分析了泡沫铝材料弹性模量及密度的变化对泡沫铝弯曲振动基频的影响。随着泡沫铝弹性模量的增加,泡沫铝板的基频逐渐增加;随着密度的增加,泡沫铝板的基频逐渐变小。因此,可以通过改变泡沫铝的材料参数得到不同频率特性的泡沫铝,以满足航天器不同总装工况的使用要求。     

空间高能质子对航天器材料损伤的仿真分析

近地空间是各种载人飞船、应用卫星、空间站的主要活动区域,区域内存在大量由地磁场捕获的高能带电粒子,严重影响航天器和航天员的安全。为此,需要对内辐射带低高度空间的高能带电粒子环境及其通量分布进行研究。如何对质子进行有效屏蔽对空间辐射防护有重要的研究意义。文章针对粒子在空间环境中的辐射,简要介绍了质子在空间环境中的分布情况及在物质中的传输问题。利用SRIM软件模拟质子在不同材料(铝、聚乙烯)中输运过程。根据得到的射程与能量关系及对阻止本领的分析,从理论上提出航天器防护的合理方案。     

载人航天器压力应急环境着火危险性试验研究

载人航天器在压力应急环境下处于低压高浓度氧环境。为了分析该环境下载人航天器在太空中飞行以及地面模拟试验中的着火危险性,研制了低压高浓度氧环境着火试验装置,并进行了燃烧试验。对载人航天器压力应急环境下材料的燃烧速度和点火能量等因素进行分析研究,得到了压力应急工况的材料着火和燃烧的规律,并给出了火灾防范的建议。     

载人航天器在轨力学环境测量系统试验研究

为获取载人航天器上升段与在轨期间的力学环境,设计了在轨力学环境测量系统,并在载人航天器振动试验期间对其性能进行了测试,获取了航天器典型结构的力学环境数据并进行了频谱分析。将该系统测量数据与试验中载人航天器平台测点的测量数据进行了比对,结果验证了该系统的有效性,为载人航天器载荷条件的制修订提供了参考。     

载人航天器初样试验总体规划

载人航天器初样研制阶段的系统级地面试验是为了充分验证系统总体设计的正确性以及技术要求和指标要求的满足情况,以此完善和修正系统总体方案。文章给出载人航天器初样的试验规划、试验方案、试验流程等,为后续载人航天器的研制提供参考。     

载人航天器的精细化软件研制技术管理方法

载人航天器软件研制具有技术新、难度大、新研配置项多等特点,必须研究一种新型的软件技术管理方法,以确保软件产品质量受控。文章介绍的精细化管理方法是在现有软件研制规范的基础上,通过软件研制工作的阶段化以及软件管理工作的划分,实现了软件的精细化管理。“天宫一号”目标飞行器软件研制工作的实践证明:该方法符合载人航天器型号研制的实际,可保证软件产品质量满足飞行任务要求。     

载人航天器设计中的可维修性技术研究

可维修性技术是载人航天器的主要特点之一,载人航天器总体布局和安装设计的重要任务之一就是为航天员营造出优良的工作与生活环境,通过可维修性技术提高载人航天器的使用寿命、降低制造成本。在设计初期就需将可维修性技术考虑其中,制定、编写相关可维修性技术的标准、规范及专项要求文件,通过相关专项地面试验,研制载人机动装置及专用工具,设计符合航天员信息感知机能特性的操作界面,逐步实现我国未来载人航天器在轨可维修性技术的实际工程应用,并在后续不断累积的在轨实际飞行试验中通过航天员操作,进一步完善、改进可维修性技术内容,最终形成具有适应我国特色的可维修性技术的研究体系。     

How we will go to Mars

This article studies the efficiency of ejecting waste generated by the life support system (LSS) of a manned spacecraft to reduce initial mass on low earth orbit. The spacecraft is used for a long-duration interplanetary mission and is equipped with either a chemical or a nuclear-thermal propulsion system. For this study we simulate an optimal control problem for a given spacecraft maneuver. An impulsive approximation of the optimal interplanetary spacecraft trajectory is assumed, which allows us to reduce the general optimal control problem to hierarchic structure of 'outer' and 'inner' subproblems. This structure is analyzed using the Pontryagin's Maximum principle. Numerical results, illustrating the efficiency of waste ejection are shown for typical Earth-Mars transfer trajectories. This results confirm in theory that using a waste ejection system makes an early manned Mars mission possible without having to design and build new, advanced biological LSS.     

载人航天器热管理技术发展综述

载人航天器热管理是一种新的设计理念,针对大型载人航天器的特殊情况,从系统层面,主要通过流体回路和对流通风,完成航天器的热量收集、传输、利用和排散。文章介绍了国内外载人航天器热管理技术发展现状及方向,提出未来我国载人航天器热管理技术的发展方向。[     

载人航天器密封舱微生物防控技术体系框架研究概述

载人航天器密封舱内环境适宜航天员工作和生活,同时也给空间微生物提供了生长繁殖的有利条件。而空间微重力和电磁辐射等环境会加大空间微生物对材料的腐蚀能力。因此,必须对空间微生物防控技术进行体系化研究。文章从空间微生物菌种的采集和鉴定、空间环境下微生物对航天材料的腐蚀机理、载人航天材料抗菌涂层选择以及微生物控制技术等方面对微生物防控体系进行阐述,可以作为开展载人航天器空间微生物防控技术研究的参考。