航天器复合材料桁架连接增强方法与验证

大型航天器主承载复合材料桁架局部承受过大的轴向拉伸载荷时,存在接头与杆件拉脱破坏的风险。基于胶接桁架碳纤维分层破坏机理,提出了外套管增强胶接、锥面配合增强胶接和组合增强胶接3种连接增强方案,通过优化传力路径达到降低层间应力的目的。针对3种连接增强方案,投产了相应的试件开展性能测试。经试验验证,胶接增强设计方法能够有效提高承载能力33%~66%,极限拉脱力达到200 kN,可为大型航天器主承载桁架研制提供参考。

空间管路结构振动控制技术研究

飞行器在服役过程中,管路结构会产生大量级振动响应,严重时会发生断裂失效。振动控制是延缓管路结构失效,提升可靠性的主要途径。本文通过边界简化及焊接部位建模,建立了复杂空间三维管路结构动力学模型,模态仿真结果与试验模态结果对比最大误差小于3%。在此基础上,使用金属减振器进行振动控制。通过计算,获得随机振动载荷下使用金属减振器前后空间管路结构的减振效率为8.46%;通过试验获得金属减振器实际的减振效率达到14.26%。本文计算和试验结果表明使用金属减振器能够显著降低复杂空间管路结构的振动响应。

基于STFT-AOK的星箭力学环境等效频谱分析

星箭力学环境的频谱特性研究对于力学试验环境条件设计非常重要。工程上通常基于冲击响应谱变换获得力学环境参数等效频谱,然而该方法受稳态放大系数Q取值的影响较大。为此,文章提出一种基于短时傅里叶变换–自适应优化核函数(STFT-AOK)融合技术的星箭力学环境等效频谱分析方法。研究结果表明:STFT-AOK方法可在AOK准确定位频率成分和瞬态特征时频区域的基础上,结合STFT的准确幅值,构造出频率分辨率高且幅值准确的时频分布,实现力学环境等效频谱的有效获取,适用于各种复杂瞬态星箭力学环境参数的频谱分析。

环形桁架式空间薄膜展开机构运动精度可靠性建模与分析

空间薄膜展开机构的姿态和位置精度会对薄膜索网的工作形态产生影响。文章首先构建环形桁架式空间薄膜展开机构运动精度可靠性理论模型,然后基于ADAMS建立考虑展开机构杆长误差的参数化仿真模型,并采用蒙特卡罗法对展开机构进行运动精度可靠性仿真分析,求解运动精度可靠度。结果表明,以机构展开到位时折展杆支撑点所拟合的空间圆心坐标位置误差及半径误差作为其运动精度可靠性量化评价指标是正确的。该研究可为空间薄膜展开机构的可靠性设计提供参考。

侧挂式卫星-分配器一体化力学环境分析与试验验证

针对新型侧挂式双星和分配器系统的主动段力学环境分析与试验验证状态确定问题,分析对比了双星-分配器组合体状态和单星状态两种状态下的振动响应,说明了分配器对于侧挂式卫星的星箭接口和星上组件振动响应的影响,卫星分配器对于从卫星-分配器组合体下端框传递至星箭接口的正弦振动具有明显的放大效应,对于从卫星-分配器组合体下端框传递至星箭接口的随机振动具有衰减效应。据此卫星方和运载方共同制定了在卫星-分配器组合体状态进行卫星、分配器的力学环境适应性分析和试验的验证方案,地面研制阶段进行了卫星-分配器组合体力学试验验证并成功发射入轨,表明了侧挂式卫星-分配器进行一体化力学环境分析和验证的有效性。

一种航天器在轨环境下结构变形的反演方法

为实现航天器在轨结构变形高效计算,提出一种基于神经网络的结构变形反演方法:借助有限元分析法获得结构在不同温度载荷作用下的变形分布特征,并利用获取的数据对输入和输出间神经网络进行训练,获取高精度的代理模型。利用该模型,可以在轨测量的温度作为输入,实现对航天器结构全场变形的快速反演;可通过引入合适参数的高斯噪声,增强神经网络对于输入误差的适应能力;可用改进的连接权值分析方法,给出确定传感器数量下,实现变形反演精度最高的结构温度测点的布局优化方案。综上,该反演方法具有精度高、实时性强、受输入误差影响小等优点,其应用对于提升遥感卫星的成像质量具有重要意义。

基于烧蚀机理的涂层类防热结构精细化设计方法

为了实现轻质化、低成本、精细化防热设计,提出基于烧蚀机理的涂层类防热结构精细化设计方法,使用烧蚀机理初步计算出涂层烧蚀碳层厚度,从而建立烧蚀精细化热仿真计算模型,并计算得到较为准确的防隔热仿真结果,该方法的应用可为舱段涂层防热方案论证提供科学有效的理论分析手段,指导防热方案设计,并达到降低设计成本、缩短研制周期的目的。

基于力密度的径向肋式索膜反射面天线形态设计

针对空间索膜结构的初始形态设计问题,提出基于力密度方法和控制索网网格面积大小的方法来对边界拉索张力设计和索网形状设计的天线找形迭代策略。首先将薄膜反射面离散为三角形膜单元,得到膜单元的等效力密度,结合索网结构特点,得到索网和薄膜的静力平衡方程。保证索网所有内部索段的张力相等,同时通过控制网格面积大小实现边界索段张力设计。对前索网形状进行设计,根据前索网的抛物面方程,更新前索网自由节点坐标,进而重新调整竖向索张力,同时控制网格面积大小,通过优化迭代过程,实现天线的形态设计。通过径向肋式索膜反射面天线算例表明,该方法能够得到满足形状和张力分布的设计结果。

基于工作模态辨识的高速飞行器运输约束动载荷辨识技术研究

在运输振动测量数据基础上,本文提出了基于工作模态辨识的高速飞行器运输约束动载荷辨识方法。首先,详细介绍了ERA(Eigensystem Realization Algorithm)环境激励模态辨识方法的理论和载荷辨识时域方法的理论;其次,给出了飞行器结构动力学建模方法;再次,提出了基于工作模态辨识的高速飞行器运输约束动载荷辨识计算工作流程,详细分析了各操作步骤;最后,通过算例验证了方法的可行性,其中,基于振动测量数据,采用环境激励模态辨识方法辨识各时刻的模态,包括模态频率和模态振型,再利用振动响应的模态叠加原理和模态正交理论,获取各时刻飞行器低阶模态的响应,再结合模态剪力和模态弯矩进行动载荷识别,采用载荷识别方法获取了高速飞行器约束点的约束载荷时域历程。

碳纤维树脂基复合材料回转体的网格结构优化研究

针对复杂回转体的网格结构参数进行优化,以最大载荷质量比为优化目标,筋条几何参数及数量为设计变量,ABAQUS有限元屈曲分析为手段,确定模型结构承载效率的评价指标,进行单因素分析。其中,纵筋数量、纵筋宽度、筋条高度3种因素对模型承载效率影响较为显著。环筋数量与环筋宽度对模型承载效率的影响显著性较低,并结合实际制造条件分析得出用于正交试验的因素范围。利用数理上的正交性原理设计了L_(16)(4^(5))正交表与适用于复杂网格结构的正交试验方案。通过数值模拟,得到16组试验结果,并对试验结果进行极差分析。发现各因素对目标值影响程度的排序均为:纵筋宽度>筋条高度>纵筋数量>环筋数量>环筋宽度,并得出最优参数组合。最后对最优参数组合进行试验验证,找出使用最优参数组合的回转体所能承受最大载荷的理论值与实际值之间的差异,并分析差异出现的原因。

基于自适应径向基网络的热防护结构可靠性评估

针对复杂载荷下热防护结构可靠性评估效率低、分析精度差等问题,该文提出一种基于自适应径向基神经网络的可靠性评估方法。通过引入非线性收敛因子,对传统灰狼优化算法进行改进;采用改进后的灰狼算法优化径向基神经网络的中心点个数和扩展常数,建立精确预示热防护结构应力响应的自适应径向基网络模型;开展热防护结构的仿真和试验研究。结果表明:通过引入非线性收敛因子,大幅提高了灰狼算法的优化性能;该文提出的自适应径向基网络可以在小样本条件下建立高精确的代理模型;基于该文方法获得的可靠性分析结果与蒙特卡罗仿真结果、试验结果具有较好的一致性。

基于能量守恒的空间旋转目标消旋力矩计算方法

针对空间旋转目标电磁消旋技术,提出一种计算空间旋转目标消旋力矩的新方法。首先,介绍了电磁消旋的常用计算方法;然后,介绍了能量守恒法的基本思想,从系统能量守恒的角度出发,从整体考虑电磁消旋过程中各物理场之间的相互作用,提出了一种基于能量守恒的消旋力矩计算方法,并通过球壳模型消旋力矩的计算过程对能量守恒法进行阐述。最后,进行了地面消旋实验,对比了实验结果和有限元法、电磁张量法和能量守恒法的计算结果。实验及仿真结果表明,本文提出的基于能量守恒的空间旋转目标消旋力矩计算方法有效。

基于改进SSA结合模糊RBF神经网络的悬臂梁振动主动控制

随着航空航天事业的发展,为了节省燃料,同时提高航天器速度,航天器采用更轻的材料来减少质量。然而,此举也引入了柔性振动,灵活的振动增加了姿态控制的时间,导致姿态精度控制不尽如人意。因此,有效抑制柔性振动以实现高精度姿态控制非常重要。论文以柔性压电悬臂梁作被控对象,并利用压电薄膜(Polyvinylidene Fluoride,PVDF)作传感器和致动器,分析其振动的控制问题。基于PID和模糊理论的局限性,结合模糊控制器能模仿专家经验和径向基神经网络(Radial Basis Function Network,RBFNN)善于学习的优点,设计了模糊径向基(Fuzzy Radial Basis Function,FRBF)神经网络控制器来抑制悬臂梁的振动,并采用混沌映射的种群初始化策略、疯狂算子的领导者位置更新策略、精英保留及动态惯性权重的追随者位置更新策略改进的樽海鞘群算法(Salp Swarm Algorithm,SSA)来优化模糊神经网络权值。将改进后的控制方法在Matlab软件环境下进行了数值仿真,仿真结果表明,应用改进的模糊径向基神经网络控制器可以有效地提升主动控制的振动效果。

基于无滑移接触的螺栓连接结构动力学建模方法及试验验证

为准确描述和分析动力学环境下螺栓连接结构的响应行为,提出将无滑移接触区域作为有效接触区的螺栓连接结构动力学简化建模方法;无滑移接触区可通过非线性静力学数值模拟获得。仿真结果表明,螺栓预紧力对无滑移接触区范围影响甚微,可以避免拧紧力矩以及拧紧力矩系数等参数的取值差异对建模精度的影响。同时,开展了典型组合结构从部件级到系统级的多层级模态试验,测试结果表明多阶模态频率及振型的试验结果与仿真结果吻合良好,说明该建模方法准确、有效,适用于正向设计过程中对产品动力学特性的研究。

大规模红外焦平面耦合界面特性评估

针对大面阵、长线列等大规模红外焦平面的耦合界面低温冷变形及微振动位移量进行综合评估,以确保焦平面探测器耦合后芯片低温变形量、低温应力以及像元位移量能满足应用需求。通过共轭显微系统对某型号处于80K工作温度下的红外焦平面进行取点采样,可获得多点的三维坐标系;随即对坐标系进行平面拟合,得到该焦平面的低温变形量及微振动位移量。此红外焦平面低温变形量的仿真计算值为18μm,实测结果为19μm;微振动位移量的推论值为0.7μm,实测结果为0.9μm。两项实测值均满足指标要求。此型号红外相机在轨成像清晰、层次丰富,表明该方法更加真实、有效地评估出耦合界面低温变形量及微振动位移量,可为后续型号项目提供可靠、有效的保障。

GEO轨道太阳帆热致干扰力矩分析

太阳帆由轻质伸展臂张拉大面积柔性薄膜结构组成。当太阳帆经历空间高低温环境时,温度场突变以及材料热膨胀系数的不一致将激起伸展臂的变形和振动,对太阳帆的姿态产生干扰力矩,影响控制系统的稳定性。提出了太阳帆热致干扰力矩分析方法,以豆荚杆式伸展臂支撑的太阳帆为仿真对象,建立了热-结构分析模型,分析了太阳帆在进出地影时结构的瞬态温度场分布,进一步计算了突变温度场下结构的动态响应,最后获取了热致动力学响应对中心星体的干扰力矩。数值仿真结果表明,热致变形和进出地影时伸展臂的热致振动将会对太阳帆中心星体造成不可忽视的干扰,干扰力矩幅值达10-3 N·m。提出的方法可对太阳帆在轨热扰动响应进行精确预示,对工程设计具有理论指导意义。

基于有限元法的空间探测器复合材料结构安全裕度分析

针对复合材料结构强度和安全性评估问题,提出一种基于有限元法的复合材料层压板结构安全裕度(MS)分析方法。使用ABAQUS软件和Python二次开发前后处理程序,对火星环绕器复合材料结构进行安全裕度分析。通过与试验结果对比,验证了安全裕度分析方法的准确性和可靠性。根据分析结果,对火星环绕器主承力结构局部补强后,提高了结构刚度、强度和安全裕度。

冲击响应谱在卫星运输冲击响应分析中的应用

卫星运输过程中的动力学环境存在一定的随机性与不确定性,给卫星的安全运输带来隐患。目前工程上尚未形成通用化的卫星运输仿真方法,也未制定指导性的运输分析力学环境条件。文章提取卫星运输过程中经常出现的2种典型斜坡形式的冲击信号,基于ABAQUS软件建立卫星与运输支撑工装的有限元模型,分别开展了瞬态响应与冲击响应谱分析。结果表明,相比于瞬态响应分析,冲击响应谱分析节约了95%的运算量,且分析偏差在17%以内,并能够实现对响应最大情况的包络,可更好地满足工程上对仿真分析快速且准确的需求。

大椭圆停泊轨道出发的小行星防御航天器轨道优化

提出了一种从大椭圆地球停泊轨道出发的近地小行星动能撞击航天器的轨道优化方法,基于遗传算法构造了以小行星偏转距离最大为目标,考虑时间、航天器燃料占比等非线性约束条件的优化模型。以小行星2019 PDC为对象,采用遗传算法优化得到了撞击航天器出发时刻和转移时间的最优解,计算了航天器大椭圆地球停泊轨道、地球逃逸轨道和行星际转移轨道段参数,同时采用遍历方法获取了小行星偏转距离与出发时刻、转移时间的Pork chop图,验证了优化算法的有效性。结果表明,所提出的动能撞击任务场景和轨道优化设计方法可有效处置直径百米量级、预警时间为数年的小行星。提出的任务轨道设计方法和处置场景可为近地小行星防御提供参考,可为进一步开展航天器轨道参数精确设计、实施工程在轨验证奠定基础。

直升机抗坠毁元件构形设计分析研究

为探究差异化的构形参数对复合材料波纹梁吸能性能影响,针对多种构形波纹梁,进行动态压溃试验,对试验现象分析及试验数据处理,给出了多种构形波纹梁的载荷-时间曲线和破坏模式。采用有限元软件ABAQUS模拟波纹梁的瞬态冲击过程,得到吸能特性参数比吸能(SEA)和平均载荷值等,并与试验结果对比,对比结果验证了数值模型的有效性。通过试验及数值分析结果讨论了波纹构形对波纹梁峰值载荷和吸能能力的影响,对不同构形波纹梁以及增加薄弱环节设计的吸能差异作出评估,为实际工程设计提供参考依据。结果表明,利用等截面剖面杆轴向压缩载荷作用下的临界应力方程将波纹梁梁高/波幅比、波长/波幅比设定在相应关系式时波纹梁结构表现出较为稳定的压溃过程,具有一定的应用价值;波纹腹板圆角R值除了对峰值载荷及平均载荷有影响,对波纹梁破坏模式改变也有一定关系,薄弱圆角r值能比较好的改善峰值载荷大小。