日本JAXA航天器环境工程验证能力研究

日本宇宙航空研究开发机构（JAXA）是负责日本航空航天开发的独立行政实体,主要承担日本航天器研究、开发、发射和运行等业务。JAXA拥有日本先进的航天基础设施和环境验证手段,集中了大量高水平的力学环境、真空热环境和特殊环境的试验测试设备,能够承担航天器系统级总装、专业测试和环境试验,也具备航天器原材料、元器件等的环境试验与评价能力。JAXA具有国际一流的航天器环境工程验证能力,对日本航天事业的飞速发展发挥了重要支撑作用。根据我国航天发展战略以及对标国际一流航天先进技术的要求,文章跟踪研究了JAXA的航天器环境工程验证能力的建设、基地布局、管理模式和标准体系等方面的成功经验,提出了我国航天器环境工程的发展建议与启示。     

航天器环境试验基线与剪裁技术:第一部分 试验基线由来

文章分析了试验验证在航天器研制寿命周期中的地位,阐述了型号试验基线及其文件的组成,讨论了航天器环境试验概念和试验要求标准的演化,给出了试验基线的定义和主要内容。     

航天器高稳定结构热变形分析与试验验证方法研究

航天器高稳定结构研制须探讨微米级结构热变形仿真分析与试验验证工作,以满足空间环境交变温度载荷下结构微变形要求。根据机热一体化设计的特点,提出机热一体化分析方法进行机、热载荷交互,机、热温度场交互过程由手动赋值的几天时间缩短至几分钟,且映射误差小于1℃。基于数字图像相关测量技术,采用高稳定结构微米级变形的非接触式测试方法进行试验验证。结果显示,文章中的高稳定结构在轨热变形为2~30μm。文章提出的分析与试验验证方法,可为航天器高稳定结构设计及验证提供参考。     

航天器环境试验基线与剪裁技术:第二部分 试验基线要素

此篇为系列文章的第二篇,介绍了航天器环境试验要求标准的内容,即试验基线要素,详细论述了试验原则、试验类型、试验目的、试验装配级、试验产品/试验件/试验模型、试验项目、环境条件、试验矩阵(狭义试验基线)、替代试验、准鉴定试验/替代策略等内容。关于试验基线剪裁将在下一篇文章中讨论。     

航天器环境试验基线与剪裁技术:第三部分 试验基线剪裁

文章介绍了航天器环境试验基线剪裁的原理、剪裁要求和剪裁流程,分析了航天器风险特点、试验基线剪裁的依据和对象,研究了剪裁总要求、对通用试验要求标准和对具体型号试验要求文件的剪裁、以及剪裁的风险,讨论了国外试验基线剪裁示例。     

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。     

航天器组件产品噪声试验方法综述

文章参考和吸收了国内外最新的航天器环境试验相关标准和技术文献的内容,结合我国当前试验设备能力和试验技术的发展,通过充分调研,了解同行业各单位的工作实际,根据试验验证情况,以GJB 1027A《运载器、上面级和航天器试验要求》为指导,参考GJB 1197—1991《卫星声试验方法》中行波声场试验部分和GJB 1197A《航天器声试验方法》的相关内容,对航天器组件产品噪声试验方法进行综述。内容可为航天器组件产品噪声试验提供指导,并为航天器组件产品噪声试验方法标准及规范制定提供参考。     

力限振动试验夹具设计要求和力测量装置校核方法

文章总结了航天器系统级力限振动试验夹具设计思路, 提出利用合力和合力矩进行力测量装置有效性校核的方法。并通过航天器系统级力限振动试验, 对力测量误差原因进行分析, 指出通过提高加速度和力信号信噪比的办法可使相对误差减小到±10%以内或更低, 验证了力测量装置的有效性。     

试验电缆发热对热设计验证的影响分析

试验电缆发热是航天器热平衡试验中一个难以消除的附加影响因素,常对热设计的正常验证造成很大干扰,分析其影响是保证热平衡试验验证正确有效的一项重要措施。针对试验电缆发热对试验结果及热设计验证的影响,文章以我国海洋-2(HY-2)卫星散射计探测头部热平衡试验为例,提出了一种定量分析的方法,并描述了对其影响进行分析和予以消除的具体过程。通过讨论散射计探测头部热平衡试验的特点,以及具有类似特点的系统级和部件级热平衡试验的情形,归纳了试验电缆发热定量分析的具体实施方式,并总结了适用于定量分析的热设计验证试验的特点。在轨遥测数据表明,定量分析的方式可正确有效地评估试验电缆发热的影响,修正后的计算模型可对在轨温度进行准确的预示。     

试验箱风速对航天器部件常压低温热变形试验的影响分析

文章以航天器机械臂为研究对象,采用流-热-固耦合方法仿真分析了单一送风形式下,试验箱不同送风速度对机械臂常压低温热变形的影响,并进行了试验验证。分析发现:随着送风速度的增大,机械臂表面的温度场分布更均匀且温度值更接近于设定值,从而更有利于低温热变形试验的实施;但由于存在环境噪声,必须经过静置稳定后才可以进行变形测量。此分析结果可以用于指导航天器部件常压低温热变形试验更加精确、高效地实施。     

钨铼热电偶在航天器真空热试验中的应用

目前国内在航天器热试验温度测量方面还没有开展超过1400℃的超高温测量技术研究。文章基于航天器热试验常用热电偶测温原理,分析了钨铼热电偶的结构及制造工艺,并搭建一套热试验测量系统以验证其在航天器真空热试验温度测量系统中的应用。试验结果及数据分析表明,在真空低温环境下钨铼热电偶能够实现1600℃温度测量。     

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。     

航天器随机振动和噪声试验条件设计方法

随机振动和噪声环境条件对航天器的设计与试验验证至关重要。文章阐述了航天器动力学环境模拟试验的原则,重点介绍了试验量级和试验持续时间的确定方法及其优缺点。确定试验量级的方法包括极限包络法和正态容差限法,确定试验持续时间的方法包括逆幂律、疲劳损伤和首次穿越方法。     

航天器虚拟热试验平台的软件架构及其应用

针对我国目前航天领域型号试验任务重、成本高的特点,文章提出搭建航天器虚拟热试验平台以缩短型号研制周期、减少研发成本。虚拟热试验平台结构拟由5个单独模块组成:试验系统描述及边界条件输入模块,虚拟试验运算模块,模型修正模块,结果报表及经济性分析模块和虚拟试验数据库。另外提出了虚拟热试验平台在航天器真空热试验中的应用。     

论航天器的热试验

论述了各种类型热试验(热平衡试验、热真空试验、热循环试验)在航天器研制中的重要性及它们的试验要点。针对当前试验实践中出现的问题,强调了组件级,尤其是电子电工产品热试验(热真空试验及热循环试验)和整星级发射星热真空试验对提高航天器可靠性所起的重要作用,并提出了相应的建议。     

航天器、运载器试验要求(GJB1027修订)的研究

论述了试验要求标准在航天器、运载器型号研制生产中的主要作用 ,分析了国内外航天器、运载器试验要求标准的现状、贯彻使用情况和存在的问题 ,着重分析了国内外试验要求的技术内容和主要差异 ,提出了航天器、运载器试验要求标准制定、修订的建议和意见。     

ISO 21494《航天系统——磁试验》国际标准编制历程及其启示

ISO 21494《航天系统——磁试验》规定了实施系统级和分系统级航天器以及航天器部组件磁试验的方法。该标准的发布对于增强我国在航天系统环境试验领域的国际影响力和话语权具有重要意义。文章介绍了ISO航天标准的概况,ISO 21494标准的制定背景,总结了有关航天技术成果向国际标准转化的过程和标准编制的成功经验,以期为主导或参与其他国际标准的制定提供借鉴和指导。     

航天器热平衡试验技术评述

航天器热平衡试验是航天器研制过程中的一项重要试验。随着航天技术的发展,以及设计验证方法的改进,对航天器热平衡试验提出了新的要求。在总结以往实践的基础上,结合航天器的热控设计,根据既能满足设计验证的要求、又可以简化研制流程的原则,提出了存在的问题和研究重点。     

浅议美军标MIL-STD-1540E(草案)

文章简要地介绍了美军标MIL-STD-1540E(草案),探讨了1540修订的原因,同时将1540E和B、C版做了粗略的比较.通过几年的实践,美国军方认为航天器试验标准仍然是不可缺少的.     

航天器试验装配级与试验策略探讨

简述航天器试验装配级的基本内容以及基于装配级的试验策略,解析国外标准中对航天器装配级和硬件类型的划分,探讨航天器装配级、硬件分类与对应试验之间的关系和试验策略。