航天飞机纤维缠绕壳体的抗压强度研究:第一部分—试验

航天飞机起飞的瞬间,其主发动机的点火给予固体火箭助推发动机的纤维缠绕壳体一个很大的弯矩,使复合材料壳体的尾部受到了很大的压缩载荷。由于连接的需要,复合壳体尾部具有很复杂的设计,涉及到嵌入的布带和螺旋层减薄问题。为了研究发射瞬间加载状态下的纤维缠绕壳体性能,开始了试验和分析的综合研究。本文将叙述试验计划的研究结果,包括几台全尺寸和300多台缩比壳体的试验。该计划从短期研制工作开始,其目的是要确定适合的缩比试验样品,以便测定材料的抗压强度。一旦缩比样品确定之后,就开始实施更全面的试验计划来确定缠绕壳体的工艺和设计参数变化对强度的影响。为了验证分析预测的有效性,在模拟发射瞬间的弯曲状态中进行了全尺寸壳体试验。在所有的试验中特别注意观察壳体破坏的顺序,即载荷从螺旋层薄弱部位传递到坚固布带终止部位的复杂过程。     

优质铝合金壳体低压铸造工艺

就低压铸造的概念,低压铸造与重力铸造相比其优越性及其在航天型号上大量应用的ZL114A、ZL205A合金壳体铸件低压铸造工艺进行了论述。     

空间智能桁架自适应模糊振动控制

研究了一种基于自适应模糊控制器的空间智能桁架振动控制方法。在考虑剩余模态影响的条件下建立了空间智能桁架的独立模态空间振动控制方程,并对自适应模糊控制器作改进,证明了控制系统的稳定性。仿真结果表明:该自适应模糊控制器可有效抑制桁架振动,控制效果明显优于传统模糊控制,同时能抑制控制溢出和观测溢出。     

采用共位配置的分布式压电敏感器和致动器的挠性结构振动控制

研究采用共位配置的分布式压电敏感器和致动器的挠性悬臂梁的振动控制问题，其中敏感器由压电聚乙二烯氟化物薄膜（PVDF）制成，致动器由压电陶瓷（PZT）或PVDF制成。本文首先建立系统的模型，设计了一种线性反馈控制方案，并应用无穷维空间的LaSalle不变原理，证明了相应闭环系统的渐近稳定性。     

封头补强技术研究

研究了碳纤维／环氧复合材料φ１５０ｍｍ和φ４８０ｍｍ压力容器封头的局部补强方法和工艺，试验结果表明：φ４８０ｍｍ压力容器经在大金属件边缘补强后改变了水压爆破时金属件飞出的现象，纤维强度得以充分发挥而使筒身段纵环向同时破坏；φ１５０ｍｍ压力容器的应力平衡系数可由０．７５提高到０．８５以上，筒身段纵向纤维发挥强度由２０９０ＭＰａ提高到２３３６ＭＰａ，提高约１１．８％。由此可见，壳体铺层设计与封头补强巧妙地结合是壳体优化设计的重要方法，是充分发挥纵向纤维强度的有效措施。     

固体火箭发动机壳体封头问题

本文对固体火箭发动机壳体可能采用的封头进行了较系统的讨论。给出了椭球封头、Cassinian封头、三心封头、多心封头及等强度封头的型面方程、内力表达式、表面积和客积表达式。并对发动机壳体设计者感兴趣的问题进行了分析讨论,得到了一些可供设计参考的有益结果。     

多体系统振动的传递矩阵法

本文是文献工作的继续。导得了空间运动的任意刚体的场传递矩阵，建立了多体系统振动的传递矩阵法，为多体系统振动特性的研究提供了新的理论和方法，从而有效地简化多体系统振动特性的研究，大大减小了计算工作量，并且便于解析讨论。     

分段式固体火箭助推器研究现状与发展趋势

2．8工作稳定性 大型分段固体火箭发动机存在压力和推力的振动现象，通常用经典的稳定评估法预示稳定性。为了获得需要的实验确认，需进行参数化缩比的燃烧测试，目标是把实验数据与理论预示结果相比较，这就需要对缩比固体助推器进行设计、制造加工和测试。     

十五升燃料铝贮箱的焊接

介绍了某型号发动机用十五升铝贮箱的焊接方法。针对铝贮箱壳体焊接中容易出现的问题,提出了相应的工艺措施和解决方法,对铝合金的焊接具有一定的参考价值。     

基于特征模型的挠性悬臂板控制

针对航天器上太阳帆板这种悬臂外伸薄板结构的挠性附件 ,存在环境扰动下所引起的振动 ,本文采用压电智能结构作为执行器对悬臂板进行主动振动控制。基于板系统的特征建模 ,并结合自适应控制对挠性板的主动控制进行了研究。通过仿真研究结果与应变律反馈控制比较 ,表明该方法的有效性