高超声速飞行器热防护结构参数优化及对比分析

高超声速飞行器对结构性能、热防护性能以及结构重量有很高的要求。为了获得最小的结构重量,文章从热防护的角度进行了优化分析:分别选择铝合金和先进复合材料作为蒙皮,在不同的热载荷条件下,对多种热防护结构（TPS）建立一维传热模型,并进行了结构尺寸优化,得到了单位面积TPS的最小重量;分析飞行器再入过程中的温度载荷、再入时间以及蒙皮材料可承受的最高温度对热防护结构最小重量的影响。ANSYS仿真分析结果表明:温度对TPS的单位面积最小重量有显著影响,LI900刚性陶瓷隔热瓦和先进金属蜂窝夹层防热结构有重量优势;采用复合材料蒙皮的TPS可使重量大幅减轻;飞行器再入时间和再入初始温度对刚性陶瓷隔热瓦重量的影响大于对金属盖板式隔热结构。     

卫星结构的拓扑优化与灵敏度分析

在已知某卫星主承力结构的空间大小、约束及载荷条件的情况下，通过对一连续体进行拓扑优化得出主承力结构的最优结构形式。并在此基础上对卫星上十五个结构参数进行了灵敏度分析和尺寸优化，计算结果证明由连续体通过拓扑优化得到桁架结构的最优拓扑是可行的，若再结合灵敏度分析及尺寸优化，可以大幅度减轻卫星结构重量，改善卫星结构的动力特性。     

基于Pro/Mechanica的航天电子设备插板结构灵敏度分析及动力学优化设计

卫星数据传输电子设备一般为插板式结构,在满足恶劣力学环境可靠性同时,还要尽量减轻产品重量,本文针对此类典型插板结构,采用Pro/Mechanical软件对其进行动态特性分析,对插板结构加强筋的布置形式、重要尺寸进行了灵敏度分析,根据灵敏度分析结果,对敏感尺寸进行了优化分析,得到满足刚度设计要求、质量最小的最优插板结构,保证了力学可靠性提供了依据。     

战术固体火箭发动机按费用优化设计

论述了按费用设计的概念和方法，在５种战术固体火箭发动机制造成本数据统计分析的基础上，以部件重量作为模型参数，建立了适合于战术固体发动机的喷管，装药和壳体成本模型，根据这些成本模型，对某地－空战术导弹火箭发动机以冲费和为目标函数进行按费用优化设计，所得结果通过与实际发动机试车结果及制造成本比较，表明以作为参数的成本模型合理，按费用优化设计技术可行，经济上合理。     

轻量化高强度连杆的开发

为了提高发动机的性能指标，在要求实现轻量化的发动机主要运动部件中，连杆是最受关注的部件之一。因此研究开发了使用快速切削用高强度钢的轻量化高强度连杆。由于采用了设定最佳工艺条件，对各种强度进行了研究并采取相应对策，已成功地研制出这种连杆。这种新型连杆与普通连杆相比，体积小，壁薄，使重量减轻了２０％。     

运载火箭电缆网减重研究

减轻电缆网的重量对减轻运载火箭的重量具有重要意义.着重从采用先进的导线和元器件方面论述减轻电缆网重量的方向与途径.提出采用铜合金导线、薄型绝缘导线、平行密绕导线和特殊性能的滤波接插件,均可使电缆网的重量减轻.给出屏蔽导线的结构特性和单位重量,以及电容滤波器,Π型滤波器的结构和衰减特性.     

高承载要求碳纤维内埋框架的设计及试验研究

对SAST 5000平台的碳纤维内埋框架及相应结构板设计和试验进行了研究。对内埋框架结构进行了拓扑优化并采用碳纤维材料,分析了优化的结构板模态和静力状态,并对整板进行了静力试验及探伤。结果表明:在方案阶段金属材料内埋框架贮箱安装板的基础上,通过对内埋框架结构形式的拓扑优化及碳纤维材料的使用,大幅减轻了贮箱安装板重量,仿真分析及摸底试验说明碳纤维内埋框架贮箱安装板力学性能满足卫星承载要求。     

新一代中国通信卫星的星上电子系统

阐述了新一代中国通信卫星DFH—3的星上电子系统。为了适应卫星通信迅速发展的需要,有效载荷分系统的设计强调了增加通信容量,同时又能使有效载荷的质量、功耗、可靠性、体积等适应卫星平台。与上一代通信卫星相比,新一代通信卫星无论是星上各部件的性能还是整个分系统的性能都得以改善。应用CAD、CAM、CAT等手段,实现了减轻部件重量、延长卫星寿命的目的。本文同时给出了有效载荷的性能概要。     

一种耐高温的轻型喷管材料

纤维材料公司(FMI)已验证了加工轻型、抗氧化的用于卫星姿控系统的复合材料推力室的可行性。此部件的优点是减轻了系统重量、提高了有效载荷;由于较高的温度容限及较低的加工成本,使之成为一个更加简单、可靠且性能优良的系统。增强材料采用高强度、高弹性模量的碳纤维,基体材料为碳化硅。借助于轴向编织型坯的致密化过程加工碳纤维增强碳化硅基推力室。由化学气相渗透法(CVI)对编织部件进行致密化处理,最终密度约为2.1g/cc 及开口孔隙率为14%。致密的部件周向抗拉强度超过100MPa(15KSI)     

胶粘剂在设备制造与维修中的应用

对厌氧胶、元机胶在设备制造和维修中的优越性进行了阐述。通过实例说明了用于设备制造可以降低材料消耗,减轻设备重量、提高经济效益;用于设备维修,对一些铸件的破损,裂纹、气孔、砂眼的修补,其效果是显著的,只要合理选择粘接结构与胶种,则可保证粘接强度,取得满意的效果。     

倍频程准则在星载电子设备结构设计中的应用

在星载电子设备的结构设计中,一般采取局部加强结构刚度来减小其响应,但对有些结构此方法效果并不理想。为减小某单机中关键部件的加速度响应,通过倍频程准则对结构进行优化设计,通过合理弱化支架刚度来降低核心部件的响应。仿真结果表明在弱化某些结构部件的情况下,使得谐振器的加速度响应降低了29%,效果明显。通过弱化非核心部件来减小核心部件的响应,有别于常规的增加整体结构刚度来减小响应,对后续电子设备的优化设计具有一定的指导意义。     

环向肋增稳的薄壁圆筒结构定向拓扑优化方法

针对广泛应用于飞行器的薄壁圆筒结构,在优化设计时未考虑薄壁特性导致优化结果加工性和稳定性欠佳的问题,提出一种面向飞行器总体设计阶段的环向肋增稳薄壁圆筒结构定向拓扑优化方法.该方法首先依据薄壁结构壁厚方向将有限单元划分成组,以单元组为基本单位构成优化设计空间,保证优化结果具有定向性,进而保证优化结果符合薄壁结构加工特性;...     

含相变材料热防护结构一体化设计与试验

利用相变材料储热密度大、比热容高等优势,设计了一种含相变材料的新型一体化热防护结构(PCM-ITPS),并通过数值计算分析了其隔热特性。结果表明,在一体化热防护结构底板处铺设相变材料可吸收热短路效应导入的过量热载,改善结构的隔热性能。然后设计并制备PCM-ITPS试验件,通过隔热性能测试试验对结构隔热特性进行验证。在此基础上进行热应力分析验证其承载性能,并以结构参数为设计变量,隔热和承载性能要求为约束条件,实现了PCM-ITPS结构的轻量化设计,优化后PCM-ITPS方案相对传统ITPS方案减重23.35%。以上工作为促进热防护系统的设计-制造一体化进程提供必要的理论储备与技术支持。     

航天器隔舱结构优化设计

采用有限元方法、结构灵敏度分析技术及序列线性／二次规划方法进行隔舱减重优化设计。文章叙述了优化模型的确定、载荷工况及边界条件的选取,对优化设计中用到的敏度分析方法和优化算法进行了简介;对设计方案选取,优化结果的比较进行重点论述。通过分析验证及试验验证表明,隔舱结构减重优化设计效果显著,优化设计在航天器结构设计中具有重要意义。     

基于频率的空间相机主体结构优化设计分析

通过对一连续体进行基于基频最大化的拓扑优化,得出主体结构的最优结构形式;对优化结果进行了有限元仿真计算,与传统设计方法所得的相机结构进行对比,基频稍有提高而质量有较大减小。结果表明:采用拓扑优化设计方法能够缩短设计周期,有效减小结构质量,提高了相机主体结构的动刚度,设计结果完全满足系统需求。     

降低热变形的卫星有效载荷安装结构优化设计

在整星有限元热变形分析基础上,以有效载荷安装结构热变形最小为目标,对安装结构依次进行拓扑优化及设计敏度分析和尺寸优化。结果表明：通过优化设计,在显著降低该结构热变形的同时大幅减小其质量;拓扑优化给出结构基本构型,尺寸优化进一步细化结构设计方案,二者结合能有效改进结构设计。     

星载感应式磁力仪电控学箱设计与分析

为了保证感应式磁力仪电子器件在轨运行期间具备良好的工作环境,同时承受卫星发射过程中的载荷冲击,需设计散热性能优异、力学性能良好、抗辐射的感应式磁力仪电控学箱。文章综合考虑电控学箱的电路设计、结构设计和热设计,各系统设计同时进行,交互协调优化,提出了相应的设计方案。热、力学仿真分析对设计方案的初步验证结果表明:电控学箱在热设计和结构设计上均满足相关设计指标要求。文中所探讨电控学箱设计方法可以为其他电子设备的设计研制提供参考和依据。     

航天结构的约束阻尼振动抑制优选方案研究

约束阻尼结构的高可靠性和良好的阻尼性能使得它在航天振动控制工程中得到了越来越广泛的应用。但是为实现约束阻尼结构的减重增效 ,需要寻找其优选的方案。本文通过典型的一种耦合结构约束阻尼振动抑制方案研究 ,得到了其优选的振动抑制方案。仿真结果表明 ,约束层和粘弹层相等面积铺设的方案比较保守 ;可以通过合理布置粘弹层而不改变约束层面积的方案来代替 ,实现约束阻尼结构的减重增效。该方案可为约束阻尼振动抑制设计提供参考     

共固化粘弹性复合材料的结构多目标进化优化设计

共固化粘弹性复合材料结构兼具结构承载和阻尼减振能力,设计时需同时考虑强度、刚度、质量和阻尼性能等指标要求,且设计变量众多,因此传统的设计方法难以实现结构的优化设计。本文建立了共固化粘弹性复合材料结构的多目标优化模型,优化目标为结构质量最小化和模态损耗因子最大化,设计变量包括铺层厚度、方向角和阻尼层厚度,并考虑结构动刚度的约束条件。阻尼结构的分析采用基于有限元法的模态应变能法,进化优化采用改进的非支配排序多目标遗传算法(NSGA-II)。最后的优化算例表明将多目标遗传算法应用于共固化粘弹性复合材料结构阻尼/结构一体化设计的可行性。     

基于脉冲子结构的探测器结构动力学优化设计

针对传统结构优化设计中，精细化模型求解复杂结构动响应过于耗时的问题，引入保精度、高效的脉冲子结构方法，提出一种考虑结构动力学响应的优化设计流程，并对月球探测器太阳翼结构进行优化分析，获得了太阳翼结构设计参数，有效地提高了太阳翼动力学特性指标，改善了月球探测器关键位置处的动力学环境。结果表明，脉冲子结构方法可以有效应用于航天器结构动力学优化设计，提高优化设计效率，所得优化结果对实际结构设计具有一定指导意义。