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针对未来空间站扩展舱体和月球基地建造对大型密封舱的需求,分析中国空间站平台资源和充气密封舱的技术特点,提出了载人充气密封舱系统设计方案。分别研制了3种不同功能和构型的充气密封舱,基于货运飞船分步骤上行进行飞行试验验证。各飞行方案既相互独立又逐步递进,技术风险低,不会影响空间站主任务开展。利用ABAQUS软件对充气密封舱进行仿真,结果表明:折叠状态下的充气密封舱刚度和强度可满足飞行器上行要求,在轨充气展开后,舱体结构基频随充气压力上升而增大,柔性结构强度可承受在轨内外压差。 相似文献
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入轨后的载人密封舱体结构存在一定程度的初始裂纹,微流星与空间碎片的撞击会使密封舱体结构产生新的裂纹损伤,密封舱体为薄壁结构,长期在轨飞行期间,在各种载荷的作用下,裂纹损伤可能导致密封舱体失效。考虑到不同的裂纹损伤来源及其转化,提出了载人密封舱体结构总体失效分析方法。首先提出了载人密封舱体结构在轨期间由裂纹损伤导致失效的两类模式及判定依据,并说明了各裂纹损伤间的转化关系;然后,说明了基于Forman模型进行舱体裂纹扩展分析的原理;最后,对某在轨飞行15年的载人密封舱结构因舱压导致的结构失效进行了分析,确定了舱体结构上的断裂失效危险部位及危险裂纹形式,并得到穿透裂纹的临界长度。 相似文献
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空间站等大型载人航天器因体积大、在轨时间长容易受到空间碎片撞击,作为应对措施,人们提出利用空间碎片在轨感知系统实时监测撞击事件,撞击点定位是在轨感知系统的基本任务之一。为此,本文首先测量了加筋板内s0波波速,根据波速变化规律提出名义波速的概念,在此基础上将虚拟波阵面法推广用于载人密封舱结构,实现对空间碎片撞击事件的精确定位。最后,分别进行了碎片云高速撞击周期性加筋板和空间站小柱段舱壁枪击定位试验,试验结果表明:可将密封舱内声发射信号传播速度视为定值即"名义波速",在此基础上虚拟波阵面法可推广用于密封舱结构。 相似文献
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提出了一种确定载人航天器舱室热舒适温度的模糊分析方法。在分析航天员的活动量、相对湿度和设定温度对热舒适性的影响的基础上,采用模糊理论确定出空调系统的设定控制温度,并给出查询表。结果可以指导航天员根据实际情况设定空调系统的控制温度,也可以为变设定温度空调系统的自动控制设计提供理论依据。 相似文献