交会对接光学成像敏感器反射镜组件微应力装配技术

为了实现交会对接光学成像敏感器的功能、性能,其金属反射镜组件对面形精度和指向精度要求较高.金属反射镜组件在加工和装配过程中会产生装配应力,导致反射镜的面形和指向精度发生变化.在改进装调流程的基础上,首先通过仿真分析确定了反射镜安装螺钉的拧紧力矩;其次,优化了反射镜支架和反射镜安装面的平面度公差,从0. 008 mm提高到0. 002 mm;选用柔性材料制作过定位尺寸链的零件,对比了改进前后的反射镜指向变化和装配应力,改进后大幅减小,保证了反射镜精度指标要求.反射镜组件在装配到整机后面形和指向精度变化较小,反射镜面形达到PV≤0. 2λ,RMS≤0. 06λ(原方法数据PV≤0. 8λ,RMS≤0. 13λ),反射镜力学和热学环境实验前后反射镜指向变化由≤2',提高到≤1',保证了敏感器的测量精度.     

交会对接光学成像敏感器反射镜组件微应力装配技术#br#

为了实现交会对接光学成像敏感器的功能、性能,其金属反射镜组件对面形精度和指向精度要求较高.金属反射镜组件在加工和装配过程中会产生装配应力,导致反射镜的面形和指向精度发生变化.在改进装调流程的基础上,首先通过仿真分析确定了反射镜安装螺钉的拧紧力矩;其次,优化了反射镜支架和反射镜安装面的平面度公差,从0.008 mm提高到0.002 mm;选用柔性材料制作过定位尺寸链的零件,对比了改进前后的反射镜指向变化和装配应力,改进后大幅减小,保证了反射镜精度指标要求.反射镜组件在装配到整机后面形和指向精度变化较小,反射镜面形达到PV≤0.2λ,RMS≤0.06λ(原方法数据PV≤0.8λ,RMS≤0.13λ),反射镜力学和热学环境实验前后反射镜指向变化由≤2′,提高到≤1′,保证了敏感器的测量精度.     

毫米波柔性电缆组件的设计与性能

简述了毫米波柔性电缆组件的设计,给出了自行研制的２．４ｍｍ连接器柔性电缆组件在（２６．５～３６）ＧＨｚ频率范围内电压驻波比、插入损耗等的测试结果。表明其达到了预期的技术指标。     

空间碎片消旋柔性冲击末端设计与分析

根据机械冲击式主动消旋方法的特点,设计了变压力柔性冲击末端.考虑到变压力柔性末端的流固耦合作用,通过分析内部气体压力对末端刚度的影响,确定了压力阈值并展开优化设计.对柔性冲击末端与空间碎片之间的碰撞力进行了理论分析与实验研究,建立了柔性末端与空间碎片碰撞的接触模型,设计了冲击与测量实验系统,修正了摩擦模型,通过冲击实验验证模型与实验结果吻合较好,法向碰撞力和切向摩擦力模型计算误差分别小于6.7%和6.9%.研究表明变压力柔性末端设计合理有效,满足空间碎片消旋要求,对发展空间碎片捕获方法具有重要指导意义.     

一种柔性铰链连接的柔性板结构振动模态分析

针对一种空间铰接柔性板结构的振动特性进行了分析,采用有限元分析方法给出通过柔性铰链连接的柔性板结构建模思路.利用有限元软件ANSYS对几种不同的铰链扭转刚度条件下铰接柔性板结构进行了模态分析,获得了模型结构的前五阶模态曲面及其模态频率.并比较了不同铰链刚度对铰接柔性板结构的模态振型和模态频率的影响.该分析有助于研究铰接柔性板结构的动力学和控制方案的设计、建模和分析.     

太阳帆柔性结构动力学仿真分析

研究了太阳帆结构的有限元仿真分析问题.针对太阳帆航天器实际结构特点,建立合理的有限元模型;得出合理的边界预紧力的大小与方向;给出太阳帆航天器伸展臂对预紧力的屈曲模态分析以及屈曲临界载荷;进行了太阳帆结构的无预紧力结构模态分析与有预紧力结构模态分析,并对结果进行了比较.研究结果表明,太阳帆航天器预紧力结构模态分析更为合理,为太阳帆航天器控制系统工程设计与仿真提供了参考数据基础.     

高精度球面洛伦兹力磁轴承设计与分析

针对柱面洛伦兹力磁轴承(LFMB)偏角有限导致磁悬浮控制敏感陀螺(MSCSG)力矩输出持续时间短和气隙磁密均匀度低影响控制敏感精度的突出问题, 提出了一种高精度球面LFMB设计与分析方法。所设计的LFMB转子球面导磁套和定子球面绕组均与双球面陀螺转子同球心, 气隙呈球壳状, 保证转子偏转时定子绕组两侧气隙宽度不变, 相较于柱面LFMB, 转子可偏转角度由±0.6°扩大到±2°。利用等效磁路法推导了柱面与球面LFMB气隙磁密的数学解析模型, 并基于ANSYS命令流构建了柱面与球面LFMB的有限元仿真模型。仿真结果表明:在转子可偏转范围内, 沿偏转中心线, 球面LFMB最大磁密较柱面下降了34.1%;当转子不偏转时, 球面LFMB绕组截面内的磁密均匀度较柱面提高了11.6%;当转子偏转时, 球面LFMB绕组截面内的磁密均匀度较柱面提高了17.7%。所提方法为磁悬浮控制敏感陀螺控制与敏感性能的提升奠定了基础。      

不同型线柔性轴承的性能分析及比较

柔性轴承的应力分布及动态刚度特性对低温制冷机的整体可靠性尤为重要.以最大应力值、轴向刚度、径轴向刚度比为性能指标,对新设计的费马型线柔性轴承和其他两种柔性轴承进行对比研究.通过有限元分析,对比了三者之间应力分布、应力变化及刚度变化特性.设计制作了这3种不同型线的柔性轴承,并测试了3种柔性轴承的径轴向刚度,结果显示:费马型线柔性轴承的径轴向刚度之比最大,牛津型柔性轴承的径向刚度最小;费马柔性轴承的应力值最大,但最大应力值小于材料的疲劳应力,因此费马型线的柔性轴承在性能上优于其他两种柔性轴承.     

3-PPP型柔性并联微定位平台的设计与分析

为解决现有空间平动柔性并联微定位平台（CPMS）结构布局不紧凑,且多轴驱动时各运动副的寄生运动相互累加,导致平台耦合误差增大的问题。首先,设计了一种基于柔性薄板的分布柔度式3-PPP型柔性并联微定位平台。其次,通过结构优化减小了平台的体积,并消除了支链中移动副寄生运动的累加现象。然后,基于柔度矩阵法建立了平台的输入刚度理论模型,并采用有限元仿真验证了理论模型的正确性;同时计算了平台的固有频率,并探究了其与柔性薄板尺寸参数之间的关系。最后,将结构优化前后的平台通过有限元仿真进行了对比分析。结果表明:结构优化后平台的体积减小了67%,且平台在单轴和多轴驱动时均具有更优的运动解耦特性和输入输出一致性。      

大行程柔性微定位平台的伴生转动分析

大行程柔性微定位平台在运动过程中不可避免地产生伴生转动现象,并对其定位精度造成消极影响。为降低伴生转动对平台定位精度的影响,提出一种基于柔性杆的三移一转（3-PPPR）型大行程柔性微定位平台,基于线弹性梁理论模型并考虑柔性杆轴向形变,对两移一转（PPR）柔性运动副伴生转角进行了理论建模,并基于此完成了对所提平台在单轴、双轴及三轴驱动时产生伴生转角的理论分析;再采用有限元分析对理论模型进行验证。最后探究了柔性杆尺寸参数与平台伴生转角之间的灵敏度关系,为所提平台性能提升奠定了基础,并据此提出了改善所提平台运动性能的优化方案。结果表明：3种驱动条件下平台伴生转角理论值与仿真值最大相对误差为2.46%。     

有限元法在空间飞行器天线反射器热分析中的应用

有限元方法是求解对热稳定性要求较高的空间飞行器部件温度场的一种行之有效的方法。文章给出了空间飞行器天线反射器热分析的有限元求解方法,应用有限元法计算了某卫星抛物面天线反射器的在轨稳态和瞬态温度场,为进一步的在轨热变形计算以及热控方案的选择提供了必要的温度数据。     

卫星柔性热控材料性能及其稳定性研究

阐述热控材料的性能以及它在空间模拟环境下的稳定性。测试表明所镀制的立品其光、热、电性能很好，且在模拟空间环境下，如电子辐照、紫外辐照、原子氧作用以及湿热环境下其稳定性能优良。AFM分析表明，镀膜方法和工艺对制备高质量TO膜和高反射Al膜十分重要。     

平面-抛物面型薄膜天线形面及温度分析

为了解决星载天线的大口径与运载工具整流罩有限体积, 以及星载天线的重量与卫星平台和运载工具承载能力之间的矛盾, 充气可展开结构技术是非常理想 的选择. 为实现高精度反射面, 针对平面-抛物面型充气可展开天线反射面, 进行弹性力学分析, 得到反射面与充气气压、薄膜材料、边界条件之间的关系, 以及形 面和抛物面间存在的M形误差. 在此基础上, 探讨了天线在轨时温度变化对反射面 形面的影响, 提出了消除这种影响的两种方法. 利用ANSYS分析结果对理论解进行验证, 结果吻合.     

空间太阳电池阵双轴驱动机构设计及热分析

针对空间太阳电池阵驱动机构的轻量化和长寿命两大关键技术, 研制了一种轻小型双轴驱动机构, 该机构由连续转动轴(A轴)和有限角度转动轴(B轴)组成, 连续转动轴利用导电滑环传输电能, 机构具有结构紧凑、刚度好以及重量轻等优点. 并通过了包括导电滑环和谐波减速器在内的关键活动部件加速寿命试验考核. 利用热分析软件对双轴驱动机构进行了热分析仿真, 通过比较不同热控方案下的温度场分布, 确定了可以采用的热控措施.     

构架式可展开网状抛物面天线反射器设计和分析

介绍了一种构架式网状可展开抛物面天线 ,它具有展缩比大 ,质量轻和频段宽等特点 ,可用作小卫星合成孔径雷达天线和其它S、L频段星载通信天线。设计天线的展开尺寸为 2 8m× 6m ,工作在S频段 ,带宽大于 10 0MHz。介绍了天线反射器的结构总体方案和关键部件的结构设计 ,同时对反射器的形面精度、热变形以及刚度等指标进行了分析计算。初步试验结果表明 ,设计方案合理可行     

基于RVE模型的空间天线结构热稳定性优化设计与热变形分析

空间环境温度变化会使空间天线支撑结构产生热变形,影响其使用性能,因此进行天线热稳定性设计及热变形分析具有重要的意义.基于代表性体积单元(Representative Volume Element,RVE)方法对空间天线结构进行热稳定性设计与热变形分析.通过建立纤维随机分布并含有材料孔隙的RVE,得到纤维热膨胀系数.对M40/TDE85单向复合材料的热膨胀性能进行实验测试,计算结果与测试结果吻合良好,验证了RVE模型的正确性与准确性.建立了复合材料圆管参数化模型,根据计算得到的热膨胀系数及优化算法,对天线支撑结构进行热稳定性优化设计,并对优化后的天线结构进行热致变形分析,结果表明优化后的结构具有很高的热稳定性.     

基于Ansys Icepak 的负载器热设计与热分析

基于热设计的基础理论与负载器的工作原理,应用Ansys Icepak仿真软件对供配电负载器工作过程中内部散热情况进行仿真,找出负载器内部温度最高部位,指导实际测试,避免实际测试的盲目性。另外,通过优化负载器散热孔设计,降低负载器温升值。     

特高压线路干扰下无线电罗盘测角误差分析

特高压输电线路的电晕放电是机场无方向信标台的主要干扰源之一。根据无线电罗盘的工作原理,在特高压输电线路电晕干扰条件下,通过理论推导得出了无线电罗盘测得的电台相对方位角误差。针对无方向信标台不同频率、台站与输电线路间不同的距离,对无线电罗盘受干扰影响产生的测角误差进行了仿真分析。研究表明：电晕放电干扰下,机载无线电罗盘测得的电台相对方位角误差随距离的增加而增大,随频率的增加而减小,且变化趋势由陡峭逐步趋近平稳。     

一种舱内仪器可换支架结构设计及强度分析

针对导弹舱内仪器快速更换的需求,从接口设计、轻量化设计、安全性设计、人机工程角度出发,提出一种导弹舱体内仪器可换支架一体化结构。通过仿真分析和试验验证,试验结果与仿真数据基本吻合。该支架克服了操作空间狭窄和大尺寸开口壳体强度减弱的难点,有效提高了仪器更换的操作效率,对后续弹体结构设计具有良好的指导作用。     

同步轨道遥感器热设计和热分析

为解决遥感器在同步轨道环境温度场分析中热传导与热辐射的综合处理问题,热传导模型温度计算采用控制容积方法建立有限差分方程;热辐射模型采用奥本海姆方法计算设备表面单元之间辐射换热;根据是否被遮挡,辐射换热中表面单元角系数的计算分别采用积分和数值方法。计算结果表明,采用上述方法进行温度场分析能够有效解决热传导模型与热辐射模型的耦合,求解精度较高,遥感器设备部件稳态分析温度分布和在轨瞬态分析温度曲线变化清楚,可作为进一步精密热控设计的依据。