模拟壳体/燃烧室外压承载能力研究

为了研究固体火箭发动机的外压承载能力,了解药柱对燃烧室外压承载能力的贡献,文章对设计的模拟壳体和燃烧室进行了外压极限试验,得到了临界外压屈曲载荷.同时采用有限元软件进行了模拟壳体/燃烧室的外压稳定计算,计算结果与试验结果吻合较好.试验和计算结果都表明:虽然推进剂药柱模量较低,但其对燃烧室外压承载能力贡献较大.在固体发动机外压工况下的设计中,外压载荷指标不能仅分配给壳体,还需要综合考虑壳体与药柱的承载能力.     

大型载人航天器舱外试验支持技术

为舱外试验提供支持和保障条件是大型载人航天器的重要任务,文章根据大型载人航天器舱外载荷的不同类型,提出了标准舱外载荷试验平台和大型舱外载荷试验平台总体设计方案,阐述了舱外载荷试验平台对试验项目的支持资源,明确了舱外载荷试验平台在轨应用流程,并介绍了舱外载荷试验平台的地面验证情况。最后,总结了大型载人航天器舱外试验支持技术的特点,对该技术的在轨应用和验证情况进行了说明,并对技术应用于在轨服务和在轨设施建造任务进行了展望。     

药柱对燃烧室外压失稳载荷的影响

通过外压屈曲计算及外压试验研究了某固体火箭发动机壳体与燃烧室的外压稳定性。外压屈曲计算得到了壳体、燃烧室的外压屈曲载荷、屈曲失稳波形以及径向位移(环向应变)随外压载荷的变化规律。对比壳体与燃烧室的计算结果发现,燃烧室径向位移(环向应变)-载荷曲线上拐点处对应的外压载荷相对壳体明显偏高,说明药柱对燃烧室外压承载能力贡献较大。对不同推进剂松弛模量的计算表明,推进剂松弛模量与燃烧室外压承载能力呈正相关。壳体、燃烧室外压试验所得失稳波形以及药柱对燃烧室外压承载能力的影响规律与计算结果吻合较好。     

航天器舱外载荷适配器技术综述

航天器舱外载荷适配器是一种轻小型空间对接机构,根据操作方式分为被动式和主动式两大类。文章介绍了日本设备调换装置(EEU)、美国飞行可释放连接机械装置(FRAM)等国内外舱外载荷适配器,总结了其引导定位、机械锁紧和电连接的功能实现方式。针对空间机械臂操作、人机工效学存在的无法精确定位和驱动力不足的问题,分析了舱外载荷适配器的工作模式、关键部件、地面试验等关键技术和解决措施。针对未来我国先进载荷任务需求,提出了开展功能强大、承载能力强的主动式适配器研究建议;针对大型高轨航天器,提出了开展被动式适配器技术研究建议。     

关于薄膜反射镜成形机理的研究

聚酰亚胺薄膜反射镜是近几年发展起来的新概念。以Karman方程为基础讨论了薄膜反射镜的成型原理，分析了外载荷对薄膜反射镜面型的影响；给出了非线性耦合Karman方程的求解方法；以一种聚酰亚胺圆薄膜为例，用有限元法对Karman方程进行了数值求解，用zemike多项式拟合方法得到了圆薄膜在外载荷作用下的近似解析解，证明了把Karman方程解析解表示为多项式的合理性；用有限元法得到的不同外载荷作用下的薄膜的变形分析证明了通过控制外载荷的加载方式和载荷强度可以控制薄膜反射镜的面形，改善反射镜像差。     

关于薄膜反射镜成形机理的研究

聚酰亚胺薄膜反射镜是近几年发展起来的新概念.以Karman方程为基础讨论了薄膜反射镜的成型原理,分析了外载荷对薄膜反射镜面型的影响;给出了非线性耦合Karman方程的求解方法;以一种聚酰亚胺圆薄膜为例,用有限元法对Karman方程进行了数值求解,用zemike多项式拟合方法得到了圆薄膜在外载荷作用下的近似解析解,证明了把Karman方程解析解表示为多项式的合理性;用有限元法得到的不同外载荷作用下的薄膜的变形分析证明了通过控制外载荷的加载方式和载荷强度可以控制薄膜反射镜的面形,改善反射镜像差.     

空间站梦天载荷适配器设计与连接精度验证

空间站舱外载荷适配器是一种用于空间站载荷进出舱及开展载荷舱外暴露试验的轻小型空间对接机构。介绍空间站梦天载荷适配器应用场景、设计思路、产品组成及定位原理;针对该产品高互换性及高定位精度的需求，对3°~120°均布的杆槽定位方式进行了数学建模分析及试验验证。得出了该定位方式具有良好的定位精度及互换性能的结论，在后续空间对接机构设计过程中，可作为备选构型优先考虑。     

某航空相机载荷舱热分析与热设计

航空相机的热控设计需要解决流动与传热的耦合问题。文章提出某航空相机载荷舱在复杂飞行环境中上升、巡航、下降全过程的热分析及热设计方法：确定载荷舱热分析数据流,采用专业热分析软件、流体计算软件计算辐射外热流、气动外热流,以及等效对流换热系数沿壁面分布情况及与马赫数的变化关系。将热环境赋予载荷舱热分析模型,通过热分析软件与自开发程序迭代对载荷舱两个极端工况进行了仿真分析。结果表明,据此设计的光学窗口内表面温度高于露点温度10℃以上,得到的载荷舱热分析结果满足热控指标要求,热设计方案合理可行。     

整星热试验容器强度及稳定性分析设计

空间环境模拟器真空容器结构设计必须考虑外压载荷和设备载荷,进行详细的结构力学分析计算,使其结构安全可靠。文章采用有限元方法计算分析了容器的强度和稳定性,获得了复杂结构载荷下的应力和临界屈曲压力,在此基础上对容器进行了强度和稳定性评价,所得结果可为容器结构设计提供可靠的依据。     

高精度光学载荷安装平台热控设计及试验验证

某科学卫星的3台光学主载荷需实现对太阳共视,要求3台载荷的光轴平行度偏差小于30?,考虑到热弹变形的影响,光学载荷安装平台温度须控制在(22±5)℃。然而,载荷安装平台尺寸大（1.6 m×1.6 m×0.8 m）且处于舱外,外热流各方向相差大,温度均匀性控制难,故对该平台采取主动热控（PI闭环加热）和被动热控（多层隔热）相结合的热控措施。软件仿真显示,此热控方案下,载荷安装板及支撑杆温度可以控制在(22±3)℃;整星真空热试验显示,此热控方案下,载荷安装板温度可以控制在(22±2)℃,载荷支撑杆温度可以控制在(22±3)℃：以上均验证了热控方案可行、有效。     

碳-环氧树脂复合材料三角形网格加劲壳的总体稳定性

碳-环氧树脂(C/E)复合材料三角形网格加劲壳是一种先进的宇航结构。其总体失稳临界载荷计算是设计中的一个重要问题。本文为这种壳体结构的临界载荷计算提供了一个计算方法。为了验证这个计算方法,本文给出了三个C/E复合材料三角形网格加劲圆筒壳的外压试验结果。临界外压的实验结果与理论予示相当一致。因此,本文提供的临界外压计算公式可供设计使用。     

复合材料螺栓连接的强度分析

介绍了单孔及双孔复合材料螺栓连接的强度分析方法,并把单孔连接的分析结果与实验数据进行了比较。用该方法分析了双孔结构,确定提供最高连接能力的连接形式和载荷分配比例。该分析方法建立在有限无法与特性曲线理论及破坏准则相结合的基础上。单孔件非线性剪切模量模型与实验数据吻合较好。双孔件的交错排列比串列提供较高的连接能力。在最大连接载荷下,螺栓载荷分配是百分之38/62,各种双孔应力分析结果以等值线示出。     

SAR卫星配电系统设计与验证

根据合成孔径雷达(SAR)卫星高压大功率有效载荷用电、双独立母线供电等典型特点及长寿命可靠性要求,设计了混合式能源分配、熔断器与限流保护分类应用的配电方案,以高分三号(GF-3)卫星为例,建立了卫星配电系统的仿真模型,对卫星能源分配、熔断器和限流保护对母线影响进行了仿真分析和地面试验验证,结果表明:卫星能源分配合理,供电保护有效,能够满足SAR载荷卫星的配电保护需求和整星能源安全保护需求,可以为我国后续SAR卫星的配电系统设计提供参考。     

F-12/S-2混杂纤维复合材料壳体承载能力

为解决某型固体火箭发动机壳体承外载荷能力与质量系数难以协调的问题,通过试验测试了F-12纤维与S-2纤维层间混杂复合材料的抗压缩性能,利用混杂纤维优势提出了壳体改进方案,并进行了有限元分析。试验结果和有限元计算表明,壳体裙外铺层采用F-12/S-2混杂纤维,使壳体承外载荷能力大幅提高,混杂纤维优势得到充分发挥,解决了工程难题。     

多支路并联流体回路流量分配影响因素分析

多支路并联流体回路热控技术在载人航天器上获得了广泛应用。外热流、重力场和管路阻力特性等因素会影响流阻，进而影响流量分配和散热能力，这可能会造成工质冻结并引起回路失效，威胁航天器安全，因此亟需针对影响流量分配因素开展分析。基于梦天实验舱6条并联流体回路建立简化模型，分别研究外热流、重力场和管路阻力特性对流量分配的影响，发现辐射散热带来的工质物性变化会导致各支路流量分配不均，外热流变化带来的回路散热量增加，以及重力场存在会加剧流量分配不均匀性。另外，回路在设计和运行时都要避免工质温度进入黏度剧烈变化区域，否则各支路流量容易受外部环境变化影响而发生较大波动。     

包带式星箭解锁装置预紧力影响因素分析

分析了温度和外载荷对包带式星箭解锁装置预紧力的影响,推导出包带预紧力变化的计算公式。结合某卫星的星箭解锁装置静力试验,对包带式星箭解锁装置在不同温度和外载荷情况下的包带预紧力进行了测试。结果表明:在温度变化时,包带预紧力变化计算值与实测值相差2.8%～4.3%;在外载荷作用下,对接面上的压力越大,预紧力增加越大,计算值与试验结果相差11.5%～23.5%。上述分析结果对包带预紧力的计算具有一定的参考价值。     

不同温度环境下助推器前连杆防热罩结构承载能力研究

以某运载器助推前连杆防热罩为研究对象,建立了热力耦合分析数学模型。利用ANSYS有限元软件对不同温度下助推器前连杆防热罩进行了强度、刚度分析计算,得到防热罩各部件的应力和屈曲形态等结果,当环境温度从20℃上升到200℃后,防热罩承受外压屈曲载荷从676kPa降低至313kPa,外压破坏载荷从780kPa降低至165kPa,并分析该结构在工作环境下的极限承载能力。     

火箭结构估重与总体优化设计的数字化实现及应用

火箭新型号总体方案论证时,一般借鉴国内外相近规模和相同推进剂火箭的结构系数进行类比确定子级结构系数,按照比例系数分配贮箱和壳段等部段的质量,但该质量分配不能反映载荷对结构设计的影响,在细化迭代设计中易造成方案无法闭环,导致设计工作反复。为了加快总体方案论证,提出一种基于载荷的箭体结构快速估重方法,开发形成结构估重数字化模块并嵌入总体设计平台。应用案例表明,提出的数字化估重平台能够有效提高估重精度,同时显著缩短论证周期,兼具总体方案比较和优化、全箭质量管理等功能,能有效降低方案推翻重新设计的风险,在新型号总体方案论证中发挥了重要作用。     

高精度多通道飞行器结构载荷测量系统设计方法

飞行器是在大气层内或大气层外空间飞行的器械，包括航空器、航天器、火箭和导弹。飞行器在机动过程中，飞行器结构的截面载荷是结构设计的重要依据，截面载荷测量结果的准确度直接关系到结构设计的可靠性。针对导弹在飞行过程中结构内部应力难以测量的问题，提出了利用载荷测试仪实测应变载荷与LS-DYNA软件结合仿真分析的方法，该方法通过对单个桁条组件的应力性能进行有限元仿真验证，确认每个桁条组件的测点布局，设计载荷测试仪进行高精度载荷测量，测试仪由8通道应变测量模块与6通道温度测量模块组成，系统由单片机与FPGA共同控制，通过应变信号调理电路与温度信号调理电路提升信号的线性度，采用Flash实现大量数据的存储，通过RS422转USB将数据上传至上位机。通过上述工作验证了载荷测试仪高精度采集方案，结果表明载荷测试仪采集到的应变数据与温度数据呈高线性度，对导弹的弹体结构设计有一定的参考价值。     

月球详查探测的载荷配置分析

在对地外天体进行着陆/巡视探测前,一般都需要进行环绕详查探测,对期望的着陆区域进行详细的地形、地貌勘察,为后续着陆探测器的安全着陆提高安全系数,同时也可以帮助选择具有较高科学考察价值的着陆点。文章对月球详查探测器的载荷配置特点进行了分析,提出了我国月球详查探测器载荷配置方式的建议。