一种飞船生保试验舱温控系统的密封方法

文章介绍了采用聚酰亚胺胶带快速抢修生保试验舱温控系统银焊缝渗漏的方法及实施过程中解决的卡箍的不圆度、胶带缠绕的厚度、接头管径的不同等一些关键性技术问题.     

可用于先进复合材料的一种中温固化环氧树脂

本文评价了一种可用于纤维缠绕先进复合材料的,以聚醚三胺进行固化的双酚F 环氧树脂。该树脂系统具有低粘度,长使用期,并能在中温下进行固化。使用这种树脂制造的复合材料,未发现明显的纤维微皱摺或分层现象,这意味着介于纤维和基体之间不同的热膨胀系数已不成为一个问题。该树脂系统浇注体典型力学性能(拉伸、压缩和剪切)已测得。拉伸:最大应力75.8兆帕(Mpa),最大应力下的应变为4.2%,模量为3171兆帕,断裂应力为71兆帕,断裂应变为5.8%。压缩:最大应力为87兆帕,最大应力下的应变为4.7%,模量为3150兆帕。剪切:断裂应力为52.2兆帕,冲击强度为32.6牛顿米/米。     

收拢压紧柔性太阳翼电池片应力影响因素研究

在压紧机构压紧力以及发射阶段加速度工况载荷共同作用下,收拢压紧状态的柔性折叠式太阳翼的太阳电池板上电池片的应力应满足力学强度要求。文章采用有限元方法对电池片应力主要影响因素,包括聚酰亚胺泡沫布局和厚度、聚酰亚胺泡沫力学性能、盖板结构及埋件形状等进行计算分析;总结降低收拢压紧状态下柔性太阳翼压紧点附近电池片压应力的主要来源途径,为柔性折叠式太阳翼的工程研制提供设计分析思路。     

ECAL/AMS-02动应变测量及其结果的外推法计算

文章介绍了ECAL/AMS-02动应变测量系统的组成及利用外推法对其动应变测量结果进行推算.外推法是在充分试验的基础上,结合弹性力学理论,对试验测量结果进行外推计算,以求得测量点最大的应变值和相对应的最大主应力.文章详细介绍了外推法计算的步骤,在工程中有很大的应用价值.     

C-C扩张段材料性能设计

在相同的喷管结构中,通过正交试验和喷管结构有限元热应力分析,获得径向弹性模量、母线方向(环向)弹性模量、径向热导率、母线方向(环向)热导率、径向热膨胀系数、母线方向(环向)热膨胀系数、密度和比定压热容等八因素三水平情况下的母线方向拉应力极值、环向压应力极值和层间剪切应力极值。通过极差分析,初步获得优化的材料参数设计方案,然后对试验结果进行方差分析,得出母线方向弹性模量、径向热导率和母线方向热膨胀系数这3个因素是非常显著的;结合喷管扩张段C/C复合材料的应用环境和工艺条件,得出最终的材料优化设计方案,并进行有限元热应力分析,发现应力极值都远小于现有针刺C/C复合材料的许用应力。     

高强玻璃布增强聚酰亚胺复合材料性能

采用真空辅助模压方法制备了高强玻璃布(SW220)/聚酰亚胺(BMP350)复合材料,对该复合材料常温和高温条件下的热、力学性能进行了研究.结果表明,常温下SW220/ BMP350复合材料具有较高的弯曲和拉伸强度,200℃下复合材料的强度保持率大于65％,平均热膨胀系数约为(6 ～8)×10-6K-1;DMA测试表明...     

一种空间可展开桁架结构杆件热膨胀系数的优化设计

文章就一种空间可展开平板天线支撑桁架结构的热膨胀系数设计,针对传统靠经验试凑的情况,提出了一种热膨胀系数优化设计方法。该方法首先通过分析计算各杆件轴的热膨胀系数对热变形的影响(即计算热变形对杆件轴向热膨胀系数的敏度),根据敏度绝对值的大小对杆件进行分组;其次,在给定最大热变形约束下,将敏感杆件组的热膨胀系数设为设计变量进行优化,计算杆件热膨胀系数极值,从而确定其所能允许的可行范围;最后对计算所得的热膨胀系数范围进行了校验和参数分配,经计算,在此范围内取值符合最大变形约束要求。     

KFTA太阳模拟器灯单元的方案设计

在进行KFTA太阳模拟器的设计中,首次采用了氙灯水平点燃的灯单元设计方案.氙灯水平点燃既可以提高太阳模拟器的能量利用率,又降低了成本,节省了人力、物力,但同样也面临着许多新的问题:灯的选择、灯的稳弧、灯的水平调节机构以及灯的应力分析等.文章正是从以上各个方面阐述了KFTA太阳模拟器灯单元的设计思想及方法.     

载人飞船回收系统火工装置可靠性评估方法

文章根据载人飞船回收系统火工装置的工作特点,在GJB376-87<火工品可靠性评估方法>的基础上,提出了在正态分布应力和强度参数均未知情况下的可靠性评估方法.利用该评估方法,只需通过试验得到产品的应力和强度均值、方差以及试验样本数,即可计算出产品的可靠度.该方法便于工程实际所应用.     

TiAIN复合涂层的应力分析与研究

采用有限元软件ANSYS,针对TiAIN涂层形成过程进行了分析,并把仿真结果与采用曲率法测定的涂层应力进行了比较,验证了该分析方法和仿真模型的正确性及仿真结果的可靠性;进而应用该分析法仿真计算了曲率法不适用的一个典型模型,结果表明,由于涂层和基体的热膨胀系数不同,使得涂层靠近边缘处的应力较小,而在涂层中心位置应力达到最大值,且随着涂层厚度的增加,涂层的应力呈下降趋势,有效地防止了涂层与基体的剥离,具有重要的现实意义.     

三硅醇苯基POSS复合聚酰亚胺薄膜的制备与抗原子氧侵蚀性能研究

低地球轨道上运行的航天器表面材料尤其是聚合物材料极易受到原子氧侵蚀。以三硅醇苯基笼型聚倍半硅氧烷（TSP-POSS）为填料,以PMDA-ODA型聚酰亚胺（PI）为基体,通过机械共混法制备一系列复合薄膜,系统研究TSP-POSS的引入对复合薄膜耐热性能、光学性能以及抗原子氧侵蚀性能的影响。结果表明：TSP-POSS与PMDA-ODA型聚酰胺酸（PAA）具有良好的相容性,复合溶液均匀,储存稳定性优良;PAA/TSP-POSS复合溶液热酰亚胺化后形成的PI/TSP-POSS复合薄膜在TSP-POSS含量（质量分数）低于25%时可保持良好的均匀性;TSP-POSS的加入可在一定程度上提高复合薄膜的光学透明性,且对复合薄膜耐热性能的影响较小;引入TSP-POSS可以显著提高PMDA-ODA薄膜的抗原子氧性能,经受累积注量达4.02×1020 atoms/cm2的原子氧侵蚀后,TSP-POSS含量为25%的复合薄膜的原子氧剥蚀率为2.2×10-25 cm3/atom,仅为不含TSP-POSS薄膜的7.33%。     

铣槽结构液体火箭发动机推力室壳体热应力分析

介绍了液体火箭发动机推力室铣槽结构热应力的数值分析方法,通过建立液体火箭发动机推力室的流场燃烧和导热理论模型,运用有限体积法考虑液膜冷却计算出发动机工作时的燃气、燃烧室壳体和冷却工质的温度场,将得出的结果作为壳体热应力计算模型的边界条件进行热应力场有限元分析。内、外壁温度的计算数据与实验结果基本相符。     

温度交变环境下防热结构胶层厚度设计

再入返回式航天器飞行过程中,在轨温度交变环境下防热结构胶接热应力一直是航天器可靠性设计的关注內容恼乱浴爸忻芏确廊炔牧?硅橡胶-金属“”的胶接结构作为对象,针对典型的低地球轨道温度交变环境,选取±100℃/5个循环环境作为分析条件,用ANSYSWorkbench建立了结构有限元分析模型,考察了不同胶层厚度对于结构热应力及热变形的影响。基于有限元计算结果、热应力理论及胶接工艺分析,给出了温度交变环境下防热结构的胶层厚度设计结果.该有限元模型分析方法可为防热结构热匹配特性研究和设计提供基础依据。     

一种冷热交变环境下太阳帆应力保持方法

针对冷热交变环境导致太阳帆内部应力剧烈变化的问题,基于形状记忆合金(SMA)弹簧提出了太阳帆的张拉方案和薄膜应力保持恒定的方法,该方法利用形状记忆合金在高低温下的刚度非线性特性,有效补偿薄膜和支撑杆之间的间隙变化,以使薄膜内部应力基本保持恒定。针对六边形构型太阳帆开展了数值仿真,首先建立了太阳帆的热分析模型和力学分析模型,获取了高低温工况下的温度场。然后通过热致变形分析得到薄膜与支撑杆在高低温工况下的间隙变化,据此确定形状记忆合金弹簧的参数。最后对太阳帆在高低温工况下的薄膜内部应力进行了验证。     

一种热平衡等温机制的新型热防护及相关技术

给出了一种适用于高超声速飞行器热防护的新概念——疏导式热防护,其基本理论是利用热平衡等温机制,使防热层趋于一等温体,实现热负载平衡。针对这一概念,进行了较为系统的研究,包括原理、分析方法、实现疏导式热防护的关键技术。研究结果表明,疏导式热防护技术可有效地减少高热流区的温度和热应力,是一种有效的非烧蚀热防护技术。     

运载火箭尾段防热/承载一体化热防护系统设计及性能分析

先进热防护技术是可重复使用运载火箭研制的关键技术之一,具有高结构效率的防热/承载一体化热防护系统是运载火箭极具潜力的备选热防护方案。本文系统地总结了可重复使用运载火箭尾舱段防热和承载两方面的设计要求,设计了一种全复合材料防隔热/承载一体化热防护系统。开展了运载火箭尾段一体化热防护系统设计,进行了代表性单胞结构的高温环境地面试验,揭示了复合材料一体化热防护系统的防隔热机理。同时施加力学和热流载荷,利用有限元方法对运载火箭尾段进行了热力耦合分析,获得了尾段结构的温度场、应变场和应力场。结果表明:在典型载荷工况下一体化热防护系统内壁温度保持在89.2℃以下,内部最大应力不超过9.53 MPa,安全系数达到1.89。     

C/C复合材料高温热物理性能实验研究

实验研究了烧蚀防热C／C复合材料从常温到高温的等效热膨胀系数、热扩散率、比热随温度的变化情况，并计算了材料不同温度下的热导率与抗热应力系数。结果表明：材料的热膨胀系数很小，接近零膨胀。热扩散率随温度升高而下降，比热随温度升高近似比例增加，而热导率随温度的变化规律与热扩散率相似。材料的抗热应力系数随温度的升高变化不大，抗热震性能稳定。     

飞船电源系统太阳电池银焊点的热应力分析

太阳电池阵是航天器电源系统的重要结构部件。文章以某飞船的太阳电池板为研究对象,根据其在热真空可靠性试验中的温度条件,对太阳电池与互连片连接处的银焊点部位进行了热应力和热变形仿真计算,并与试验现象进行了对比分析,证实了交替变化的高低温会导致银焊点的虚接触,从而使太阳电池阵不能正常工作。该研究成果可为航天器太阳电池银焊点的连接设计和焊点的检验提供参考。     

星载SAR缝隙波导天线环境适应性设计与验证

针对星载合成孔径雷达（SAR）长寿命、高可靠的需求,从天线的类型选择、构型设计和实现途径等方面介绍了某大型星载SAR平面相控阵天线的技术路线,确定采用真空钎焊技术的整块缝隙波导天线为研究对象;从机电热全面分析其在空间力学环境、热环境、真空环境和带电粒子辐射环境下的适应性设计关键技术和难点,如：通过合理减重、结构分块和布局优化等设计,解决天线的刚强度问题;对天线全流程工艺进行控制以获得满足热控要求的阳极氧化膜;采用游离设计减小天线在高低温环境下的热变形;通过合理确定电场最强处两个金属面的间距来消减天线在真空环境下的微放电现象;通过选择聚酰亚胺材料作为射频连接器的介质支撑来提高天线的抗辐射能力。环境试验和在轨验证结果证明,该缝隙波导天线设计合理,环境适应性良好,能够稳定正常工作。     

冲压发动机燃烧室热防护技术

冲压发动机燃烧室热防护是其关键技术之一。隔热层烧蚀冷却、气膜冷却是冲压发动机常用的冷却方式。随着飞行器飞行马赫数和射程的增加,燃烧室的热防护问题越来越突出,必须发展先进的冷却技术才能适应其工作要求。提出了解决问题的三个途径:发展先进的耐热材料、采用新的火焰筒冷却技术、提高传统的气膜冷却效率。