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991.
弹头防热结构采用套装胶接技术,选用以环氧树脂为基料的HYJ—16和HYJ—29两种耐热结构胶粘剂,将防热层、隔热层和承力构件组合在一起,具有良好的整体刚度和相容性,以保障弹头在飞行和再入大气层环境下的使用要求。弹头引信天线窗采用镶嵌胶接技术,选用多种硅橡胶类胶粘剂及导电胶,解决难粘并具有脆性的材料——石英玻璃的胶接、匹配问题,保证了引信天线窗的防热密封汝导电功能。弹头加温元件的制造及其与弹头舱壁的装配,选用单组份室温熟化硅橡胶取代早期制造用的脲醛树脂与装配用的酚醛树脂,取得良好的胶接效果。胶接装配技术在航天产品制造中推向新阶段的途径在于解决耐高温胶粘剂的实际应用难点及复合连接工艺的实施。 相似文献
992.
L10结构CoPt和FePt 薄膜因其高磁各向异性而成为新一代超高磁记录密度材料.采用Miedema理论计算了多种L10结构金属间化合物的空位形成能.研究结果表明:在这些金属间化合物中可能形成的空位类型,如FeNi和MnNi合金中易形成Ni空位;FePt和FePd合金中易形成Fe空位;CoPt合金中易形成Co空位;NiPt合金中易形成Ni空位;MnPt合金中易形成Pt空位;MnPd和MnHg合金中易形成Mn空位;MnRh合金中易形成Rh空位.这一研究结果为进一步研究开发高性能的磁性薄膜提供了理论依据. 相似文献
993.
994.
对模块化空间可展开天线支撑桁架结构进行空间热交变环境下的热 结构分析,为天线结构因热致变形影响形面精度和网面稳定性提供合理的防护建议。采用ANSYS APDL有限元软件建立了大口径模块化空间可展开天线支撑结构的精细化数值模型,基于已有试验分别验证了模块化可展开天线结构有限元建模和热分析模型的正确性;分析了在瞬态温度场作用下约束位置等参数对支撑桁架弦杆及拉索应力的影响和热致变形规律。研究结果表明:空间可展开天线结构的应力和变形随时间历程发展与瞬态温度场变化趋势基本一致;同一瞬态温度场下,天线结构中心模块拉索热应力最大,同圈模块的弦杆热应力幅值基本相同,其上弦杆热应力逐圈增大,而拉索热应力逐圈减小;天线结构热致变形在距离约束最远端处整体累计值最大,上层中心点处累计热致变形可达15mm左右,对天线形面精度的影响不可忽略;将天线支撑桁架结构最外侧且距离结构中心最近的模块顶角和与相邻模块竖杆拼接处作为星载天线伸展臂约束时,天线结构的热致变形最小。将该处作为模块化空间可展开天线的展开支点,并建议对天线支撑结构表面采用涂刷隔热防护复合材料涂层等防护措施,以增加天线结构在太空极端环境的适应性,从而减小温度交变对天线整体形变和网面精度的影响。 相似文献
995.
996.
997.
998.
999.
提出了一种星形张拉整体可展结构.该结构基于张拉整体单元转化的星形张拉整体结构构建,具有中心单一构件驱动即可实现结构折展的特点.针对星形张拉整体可展结构的工作原理、驱动原理、中心构件长度对结构参数和力学参数的影响等,通过理论分析和仿真研究,对其折展可行性进行了分析验证. 相似文献
1000.
充气展开密封结构是未来空间站以及大型空间居住舱的理想构建形式,其外蒙皮由气密层、增强层、微流星体和空间碎片防护层、辐射保护层以及热控层组成。为了既满足对空间碎片的防护,又满足折叠、收纳以及展开的要求,空间碎片防护层需要采用多层冲击防护结构设计。基于多层冲击防护结构,采用国产的玄武岩纤维材料和芳纶织物的特性参数,根据弹道极限方程设定了柔性空间碎片防护层的设计参数,并通过高速撞击试验对根据设计参数生产的试验件进行了试验验证,试验结果与柔性多层冲击防护结构的弹道极限方程吻合较好。 相似文献