基于多失效模式的扭簧可靠性优化分析

基于广义应力 广义强度分布干涉理论和单一失效模式下扭簧可靠性计算模型,建立了多失效模式下扭簧可靠度优化数学模型,采用规格化加权法进行各失效模式影响相同（等失效效应）和有差异（非等失效效应）两种情况下的扭簧可靠度计算。在给定扭簧结构和工况约束条件下,应用提出的计算模型和技术进行了失效模式影响相同和有差异的基于可靠度最大的扭簧结构优化,与非优化结构的扭簧可靠度的比较,以及这两种情况下的扭簧可靠度比较。结果表明,提出的可靠度优化模型和方法是可靠和有效的,对于航天工程中零部件的可靠性优化分析具有很好的借鉴作用。     

封闭式行星轮系功率流判别的键合图法

为更简单清晰地对封闭式行星轮系的功率流情况进行判别,利用键合图能量守恒和功率流动的特点,将键合图理论应用于该类轮系的功率流分析中.以功率汇流型、回流型2种形式的封闭式行星轮系为例,根据轮系的传动关系,利用绝对速度法建立轮系的键合图模型,根据提出的功率流向判别依据对轮系进行功率流向判别,得到整个轮系及其转换机构的功率流情况,为轮系的效率计算提供了基础.该方法适用于其它复杂轮系的功率流判别中,比传统方法更具直观性、系统性.     

中国载人航天工程标识及空间站、货运飞船名称正式公布

<正>日前,中国载人航天工程办公室对外正式发布中国载人航天工程标识及中国载人空间站、货运飞船名称。中国载人航天工程标识如上图所示。左图为中文标识,右图为英文标识("CMS"为"中国载人航天"英文"China Manned Space"的缩写)。中国载人空间站整体名称及各舱段和货运飞船共5个名称如下:载人空间站命名为"天宫",代号"TG";核心舱命名为"天和",代号"TH";实验舱Ⅰ命名为"问天",代号"WT";实验舱Ⅱ命名为"巡天",代号"XT";货运飞船命名为"天舟",代号"TZ"。中国载人航天工程办公室负责人称,自公布之日起,中国载人航天工程启用新的标识,载人空间站及货运飞船有关文件及宣传文稿一律使用新的规范名称     

飞机侧壁部件装配调姿机构的设计与分析

分析了等曲率和变曲率2类飞机侧壁部件的几何特点以及对柔性装配调姿的功能需求,设计了一种新型的面向大型飞机侧壁部件数字化装配的柔性工装机构;该机构基于精密三坐标定位器对侧壁部件进行装配调姿,可等效为6自由度并联机构,通过4条支撑臂对侧壁部件进行夹持;定位器呈前后2排、前低后高布局,能够实现对侧壁部件空间6自由度位姿调整;对工装机构进行了位姿反解,根据侧壁部件的初始位姿和目标位姿反向求解出各支撑臂的关节变量,并利用计算机仿真模型进行了验证,证明了反解算法的正确性,为侧壁部件调姿运动的精确控制奠定了基础.      

面向精密制造的微材料特性检测机构

微机电系统(MEMS,Micro Electromechanical Systems)在航空航天、汽车、生物医学、环境监控、军事等领域中有着广泛的应用前景.其材料力学性能的测试目前是其性能测试的薄弱环节,它涉及到微位移、精密定位和载荷/位移测量.采用传统"机械"制造技术,由于摩擦、间隙、爬行和多环节传动误差积累等原因而无法实现.为此,提出了一种冗余驱动全柔性并联机构和压电陶瓷驱动器所组成的新型测量平台.在推导4RRR冗余驱动并联机构运动学逆问题方程的基础上,经过最佳拓扑选择、运动学分析,并基于动力学优化,确定了微位移/精密定位运动平台主要结构尺寸.实验表明:采用该平台,可以满足MEMS材料力学性能测量所需的微位移和精确定位要求.     

“火星500”试验主要目标

<正>"火星500"计划由一系列隔离实验组成,主要包括已于2007年11月完成的14天隔离、已于2009年7月结束的105天隔离、于2010年6月3日开始的520天隔离。此次的520天实验是人类历史上首次模拟火星往返飞行全过程,包括飞船发射、飞向火星着陆及返回地球等各个环节,分为3个部分:前250天飞往火星、中间30天登陆火星、最后240天返回地球。"火星500"计划是俄罗斯组织的、     

翅膀对仿蝗虫机器人空中姿态影响分析

为验证蝗虫通过翅膀不对称运动进行空中姿态调整机理,设计了仿蝗虫空中姿态调整机器人系统,通过曲柄摇杆机构实现翅膀拍动。分析了机构特性,建立了翅膀拍动模型,计算了不同拍动频率、不同拍动幅值下翅膀受力及力矩情况,分析了左右翅膀同步拍动与异步拍动时对机体产生的影响。最后,搭建了实验验证平台,实验结果表明,左右翅膀的同步拍动不会引起机体姿态较大变动,而两侧翅膀拍动相位的不同将引起机体来回摆动,拍动幅值的不同将引起机体的滚转运动,且拍动频率越高,机体滚转越明显。证明了蝗虫利用翅膀不同步运动进行空中姿态调整机理的正确性,也为仿蝗虫机器人空中姿态调整设计提供了依据。      

铰链展开式构型航天器设计及其动力学仿真

基于航天器结构的模块化设计概念,设计了一种空间可展开航天器模块化结构构型,即铰链展开式构型。利用虚拟样机技术,建立了模块化本体和太阳翼虚拟样机模型。在空间失重环境下,分析了模块化本体和太阳翼在3种展开顺序下（本体各模块和太阳翼同时展开、太阳翼先展开本体各模块后展开和本体各模块先展开太阳翼后展开）对航天器姿态的影响,同时对比了不同扭簧参数对姿态角和展开时间的影响。仿真结果表明该模型可为未来高机动、多型态、多用途自适应变构型航天器的设计以及空间姿态控制提供技术支持和借鉴。     

国外新型可重复使用飞船特点分析和未来发展

目前,世界各国积极开展新型可重复使用飞船的研制或研究论证,美国和俄罗斯的新型载人航天器都取得了一定的进展。美国航空航天局(NASA)的"猎户座"(Orion)飞船将作为"国际空间站"(ISS)乘员救生艇继续发挥作用;美国商业公司积极发展新型可重复使用航天器,主要包括太空探索技术(SpaceX)公司的"天龙座"(Dragon)飞船和波音公司的乘员航天运输-100(CST-100);俄罗斯正在执行"新型载人航天运输系统"(PPTS,也称为PTKNP)计划,研制新一代飞船。     

采用SMA驱动的小型空间磁悬浮飞轮锁紧机构

磁悬浮飞轮锁紧机构在卫星发射时锁紧飞轮,减小其振动和冲击载荷;在发射后解锁,保证飞轮正常工作.目前已有的以火工品或步进电机驱动的锁紧机构具有冲击大、体积较大、不可重复使用等缺点.提出了一种采用形状记忆合金(SMA, Shape Memory Alloy)驱动的空间磁悬浮飞轮锁紧机构的设计方案,并在Liang本构模型的基础上发展了机构驱动单元的设计方法.之后,完成了锁紧机构的样机研制和调试,并开展了地面的性能测试、振动试验和高温环境试验.研究结果表明:SMA锁紧机构安装体积小,在星载28 V电压下能在6 s内完全锁紧,在1 s内完全解锁,并能够通过振动和环境实验.SMA驱动的磁悬浮飞轮锁紧机构具有锁紧力大、同步性好、可重复使用、低冲击、无污染等优势,有很大的工程应用潜力.