利用航天器分舱段振动试验数据获取整器响应的方法

未来大型组合体航天器振动试验可能难以在现有设备上进行,需要进行分舱考核。文章针对此问题开展了利用分舱段振动试验获取整器响应的方法研究。提出的方法为:根据不同界面下模态的映射关系,利用单舱段的振动试验数据辨识出舱段的两端固支模态;采用模态综合技术计算出整器组合体模态参数,拟合出结构的加速度响应传递函数;结合整器的加速度试验条件可以给出整器的试验响应曲线。仿真验证结果表明该方法合理可行,具有工程应用价值。     

火箭仪器舱仪器安装板的振动控制试验研究

本文在对长Ⅲ甲运载火箭仪器舱进行了试验模态分析的基础上，对长Ⅲ甲运载火箭仪器舱进行了可控约束阻尼层主被动一体化振动控制试验研究，研究结果表明，可控约束阻尼层结构对火箭仪器舱这一大型复杂结构进行振动控制是非常有效的。     

空间实验室的风险识别与控制方法

以天宫一号空间实验室风险识别与控制技术需求为牵引，对风险识别与控制方法的分阶段应用提出建议。针对空间实验室的重要风险和组合体特性，提出了的相对风险识别法和降级重构风险控制法，从相对风险的角度对空间实验室重大风险进行识别，在天宫一号无法对组合体实施控制时，用载人飞船接替天宫一号对空间实验室组合体进行控制。规避了风险识别结果波动过大的问题，在不增加设备冗余和其它舱段的前提下降低了系统风险。     

嫦娥五号探测器多舱段间接力式校时及误差控制方法

为优化嫦娥五号探测器操控,达到通过给任意具备测控链路的舱段校时即可实现多舱段组合体时间同步的目标,提出了一种接力式校时及误差控制方法。该方法通过相邻舱段间接力式时间传递实现舱段间时间自流动。设计了基于飞行模式的时间基准设备检索方法,通过统一的检索配置表使各设备能够根据飞行模式识别上级时间基准设备,实现了各舱段的自主校时。设计了总线控制器(Bus controller,BC)与远置单元(Remote terminal,RT)间的分布式时间传递误差控制方法,BC端修正时间信息发送时产生的误差,RT端控制时间信息接收时引入的误差,保证了整器时统精度。研究方法实现了多舱段复杂航天器的器内自组织时统,已在嫦娥五号探测器上得到应用并取得预期效果,可为后续航天器软件设计提供参考。     

舱门送风/管道回风舱段间通风边界的模拟

为了验证舱门送风/管道回风舱段间通风边界模拟的可行性,研究出口边界、舱内通风和舱段间通风流量对舱内流场的影响,分析了舱门送风/管道回风舱段间通风的特点及相应的模拟边界形式,并采用数值模拟的办法比较了舱段间通风和采用模拟边界后两种状态下舱内热状态的差别.结果表明,当舱段间通风边界不在舱内通风换热主要发生区域时,舱内环境参数在舱段间通风及采用模拟边界两种状态下差别不大,同时当舱段间通风量小于7 m3/min时,改变舱段间通风流量对模拟边界准确性影响不大,这说明模拟舱门送风/管道回风舱段间通风边界可行.     

柔性机械臂关节作动的振动抑制方法和原理性验证

空间机械臂具有柔性大、振动频率低等特点，受激后振动的持续时间长、自然衰减慢。针对空间机械臂运行完成后留存的残余振动，采用固定界面子结构方法推导出关节转动与航天器-机械臂组合体振动的动力学显式关系。从中发现了控制关节转动并使其角速度正比于组合体振动的模态坐标，便能消耗组合体的机械能，加速组合体振动衰减的力学机理。据此，设计了逻辑关系简洁的机械臂关节角速度控制律，分别通过数值仿真和试验件实测对航天器-机械臂组合体的原理性模型开展了振动抑制效果的验证。结果表明:机械臂关节作动可以显著缩短受激后组合体残余振动的持续时间。     

神舟七号飞船气闸舱热试验方法

简要介绍了神舟七号出舱活动飞船气闸舱单舱热试验(包括热平衡试验和泄复压热试验)情况,分别给出了试验技术状态、试验工况、试验过程及典型的试验结果等,重点论述了舱段级热试验所采取的通风对流换热模拟、流体回路换热模拟、固体传热边界模拟的关键技术。将试验结果与飞行遥测数据进行了比对分析,两者一致性很好,表明所采取的热边界模拟方法合理正确,舱段级热试验获得了成功,达到了缩短研制周期、节约研制经费的预期目的。
     

太极二号卫星精密热控关键技术及试验验证

针对引力波探测太极二号卫星提出的高稳定度温控需求，开展了高分辨率测温系统和高稳定度热控技术的研究，提出了多级阻尼的热控设计方法，建立了多级阻尼状态空间数学模型，揭示了系统中热量传递特性。该方法在太极二号核心载荷上进行了地面试验验证，试验结果表明核心舱关键仪器的温度满足指标要求。试验结果的噪声分析，不仅验证了精密热控关键技术，而且提出了关于热噪声分析与抑制的新方法，为后续航天器精密热控技术提供了理论分析方法和工程参考依据。     

基于压电智能结构飞机座舱振动噪声主动控制研究

针对在某些特殊情况下飞机座盘舱振动、噪声过大的实际情况，本文对其进行了振动、噪声抑制研究。以某飞机座舱模型为研究对象，利用压电智能结构，并结合振动主动控制方法和LMS自适应滤波算法，实现了一套完整的飞机座舱模型振动、噪声主动控制系统。最后本文给出实验结果，证明了此方法对飞机座舱模型振动、噪声抑制的有效性。     

振动试验夹具边界效应的动力学分析

振动试验夹具的边界效应是影响振动试验模拟精度的主要因素之一。忽略试验件与试验夹具之间的动力学作用,应用振动台的基础激励来模拟实际的振动环境,其结果的有效性依赖于工作状态的振动边界和试验状态的振动边界在多大程度上满足无限大阻抗输入模型假设。文章提出了一种分析夹具边界效应的有效方法,该方法来源于结构动力学分析的子结构方法,将包含夹具在内的试验系统的动力学特性表述为子结构动力学特征参数描述的标准特征值问题,通过特征频率与振型的比较,评价夹具的边界效应。数值模拟展示了分析过程,并验证了该方法的实用性。     

联合被试设备的振动夹具结构仿真分析

由于和被试设备之间的耦合影响,所以对振动夹具的评价非常复杂。文章以轨道交通悬挂类变流装置的某通用型振动夹具为研究对象,与被试设备联合进行模态、动强度、疲劳等分析。仿真分析与试验的结果对比表明,振动夹具的固有频率会对被试设备的随机振动1σ应力和动力学响应产生较大影响;其承受的载荷在引入被试设备后更为合理,从而可以准确地预估振动夹具设计的合理性。联合被试设备的振动夹具结构仿真方法和结果可为振动夹具的校核、振动试验结果评价提供理论依据。     

航天器大型密封舱垂直进舱工装设计

文章根据大型密封舱总装过程中垂直进舱的实际需求,结合航天器大型密封舱的结构和布局特点,介绍了进舱吊篮、分段式组合梯和电机驱动3种垂直进舱工装方案。在比较这3种方案优缺点的基础上,又从舱外总装平台特点、对密封舱舱体的影响、总装环境适应性和垂直进舱方案安全性等进行了分析。本进舱工装方案可为未来航天器大型密封舱垂直进舱工装的设计提供借鉴。     

旋成体模型仪器舱脉动压力空间相关特性研究

为揭示跨声速阶段仪器舱附近脉动压力的空间相关特性,以某旋成体模型为研究对象,基于风洞试验获取了仪器舱附近脉动压力载荷分布规律,计算了测点间的脉动压力空间相关系数。通过曲线拟合与归一化处理,获得了模型仪器舱脉动压力空间相关特性曲线,并研究了攻角、马赫数与雷诺数对空间相关性的影响。结果表明,该模型仪器舱脉动压力空间相关特性具有波动与衰减的特点,随着流动复杂程度的增加,其相关性逐渐降低。同时,在跨声速范围内,该模型仪器舱脉动压力空间相关特性对马赫数以及较高的雷诺数比较敏感。对脉动压力空间相关特性的研究,为飞行器结构响应分析以及载荷环境预示提供了支撑。     

舱段结构热振耦合环境下仿真分析

针对武器装备对环境适应性要求不断提高的现状,以某舱段结构为研究对象,基于高加速应力筛选试验(HASS)条件,研究了结构在温变-振动耦合环境下的失效机理。首先,结合HASS试验剖面,确定了载荷条件,建立有限元模型;其次,采用ANSYS Workbench软件分析得到结构温度场分布及应力响应,确定了结构危险位置,并对其疲劳寿命进行计算分析,为舱段结构的失效分析及HASS试验剖面的合理制定提供依据和指导。     

一种基于非线性回归的载人航天器密封舱内在轨噪声分析方法

文章提出一种载人航天器密封舱内噪声非线性回归通用分析方法,可基于地面噪声试验测得的数量较多的数据样本和在轨噪声测试获取的少量数据样本,建立密封舱内位置–在轨噪声的数学模型。经验证该模型能够较为准确地拟合密封舱内在轨噪声水平,从而为开展载人航天器的降噪设计、优化噪声仿真模型和验证降噪措施效果提供数据支持。     

碳纤维承力筒一体化结构设计及试验验证

为了减小卫星结构质量并保持良好的力学传递性能,文章在不改变原中心承力筒构型和外部接口的情况下,对碳纤维T800H树脂基复合材料的桁条加筋承力筒进行了锥柱一体化的结构设计,包括:采用可行方向法优化了承力筒的尺寸,确定了蒙皮单层铺层厚度和铺层方式,对端框进行了一体化的设计,以及各部件采用胶接的方式。优化后的承力筒结构质量减小约52.4%。对该承力筒在整星状态下进行相应的力学分析,完成了承力筒静力试验和整星的振动试验,结果表明,该承力筒的结构性能满足使用要求。     

载人航天器密封舱流动和传热数值模型及其地面验证

为求解载人航天器密封舱内复杂的空气对流、导热和辐射三者耦合的传热问题,本文建立了载人航天器密封舱的流动与传热数值模型,对地面试验状态下密封舱内的空气流动与传热进行了仿真分析,并利用试验结果对数值模型进行了验证.结果表明,建立的数值模型可靠且具有较高精度,仿真结果与地面试验数据吻合性较好,可进一步用于热控系统性能评估、在轨支持和故障处理.     

基于实测数据的卫星公路运输动力学特性仿真分析方法

为解决卫星运输跑车试验耗时耗力的问题,采用仿真方法研究了卫星在公路运输过程中的动力学特性。先基于大量实测数据,建立仿真分析输入谱;再通过Patran/Nastran有限元软件建立包装箱–卫星的联合仿真模型,对经过组合体模态试验修正后的模型进行了模态分析和随机振动响应分析,得到了模型的前6阶模态振型以及关键部位的加速度和应力响应RMS值。结果表明：联合仿真模型各部位的应力RMS值远低于材料屈服极限,卫星结构具有足够的安全裕度。该仿真分析方法可以准确有效地分析卫星在运输过程中经受的力学环境,为卫星结构及包装箱设计提供依据。