基于电学成像与深度学习的蜂窝结构冲击损伤识别研究

针对蜂窝夹层结构遭受外物冲击的情况,提出结合电学成像和深度学习的方法,对冲击损伤进行在线监测和识别,为结构完整性评估和决策提供准确信息。首先通过丝网印刷技术,使用碳油墨和银浆油墨在结构表面分别制备感应层和导电线路;然后对不同数量、位置和尺寸的冲击损伤进行数值仿真,获取对应的感应层电导率变化与边界电压变化数据样本,由残差神经网络进行深度学习,建立二者的映射关系;最后在结构遭受冲击前后分别测量感应层的边界电压数据,通过训练好的残差神经网络重建感应层电导率变化分布的图像,实现损伤信息的识别。通过对蜂窝夹层结构进行低速冲击试验,验证了所提出技术和方法的可行性和有效性。

国外新一代高轨通信卫星平台现状与分析

首先,介绍了国外新一代各类型高轨通信卫星平台的发展现状,给出了Spacebus-NEO、Eurostar-NEO、A2100/LM 2100、SSL-1300、BSS-702HP、Space Inspire、Onesat、BSS-702X、Astranis等卫星平台的主要技术指标。分析了国外新一代高轨通信卫星平台在有效载荷承载力、电推力器、空间展开机构、热控、太阳翼等方面的发展趋势,并分析了高轨通信卫星市场趋势和低成本等方面的发展特点。最后,提出了我国下一代高轨通信卫星平台的发展建议,可以作为发展我国未来高轨卫星平台的参考。

基于相似度的卫星预复振试验结果评价方法

卫星大量振动试验结果表明,预振和复振响应普遍存在不同程度的差异现象(“预复振差异”)。针对该问题,工程上主要依靠设计师的经验分析进行故障定位,效率低、准确性差。基于此,文章首先提出了预复振响应的相似度分析方法,利用全频段相似度分析进行故障定位,进一步针对故障部位的响应进行分频段相似度分析,得到预复振差异频段,为设计师校核和改进结构提供量化的标准;然后,基于该方法建立了卫星振动试验结果评价的详细流程;最后,以某卫星承力筒为研究对象,设计了激振试验,分析结果表明:该方法可以实现卫星预复振试验结果的量化评估,提高产品研制效率。

穿透性损伤对钛合金蜂窝口盖壁板面内压缩性能影响

钛合金蜂窝口盖壁板在实际服役过程中可能会产生穿透性损伤,从而影响口盖壁板面内压缩性能。采用试验和有限元计算相结合的方法研究了穿透性损伤对钛合金蜂窝口盖壁板面内压缩性能的影响。结果显示:含穿透性损伤的钛合金蜂窝口盖壁板的面内压缩破坏载荷要略高于无损伤钛合金蜂窝口盖壁板,且面内压缩破坏载荷随穿透性损伤直径增大而增大;有限元模型预测的破坏模式与试验结果一致,预测的破坏载荷与试验结果的最大偏差为9.33%,两者吻合较好。研究结果可以为钛合金蜂窝口盖壁板的设计及面内压缩性能的预测提供数据支持和研究方法参考。

轻质多层热防护结构的一体化优化设计研究

大面积防热结构在航天航空领域应用广泛,其创新结构设计是关键技术之一.航天飞行器的工作条件要求热防护材料与结构同时具备轻质、隔热、抗冲击的特点,因此热防护材料与结构正在朝着一体化的方向发展.基于这种发展趋势,提出了一种轻质多层热防护结构设计方案.以一体化多层防热结构在航天器再入过程中的传热为研究对象,引入大面积防热结构的一维传热假设,依照航天器再入大气层的温度条件,建立了防热结构一维非稳态传热的物理模型和封闭的控制方程,使用差分方法求解方程,进行一维非稳态的传热分析,并采用商业有限元软件ABAQUS的传热分析进行验证.得到了航天器再入大气过程中多层防热结构的各层温度分布,提出了在满足一定的热约束要求的条件下,以轻质多层热防护结构的总重量为目标函数的优化设计方法,得到了多层结构的最优几何参数,并将优化后的结构进行了有限元承载分析.

蜂窝夹层板结构等效模型比较分析

在对蜂窝夹层板结构进行有限元分析时,要对其进行等效处理,采取等效方法的合理性将直接影响到计算结果的准确性。分别采用Reissner理论、Hoff理论、三明治夹芯板理论三种不同的等效方法建立有限元模型,然后进行了静力分析和模态分析,并将每种等效方法的计算结果与实体单元建立的蜂窝夹层板模型计算结果进行了比较。与Reissner理论、Hoff理论相比,采用三明治夹芯板理论等效方法的位移精度、应力精度、频率精度分别提高了0.195%~0.776%、2.066%~6.788%、0.194%~5.878%。研究表明采用三明治夹芯板理论对蜂窝夹层板结构进行等效要优于其他两种等效理论。

蜂窝夹层复合材料的吸波性能

采用Nomex蜂窝芯、混合物吸收剂和酚醛树脂制备了蜂窝夹层复合材料,研究了蜂窝芯高度、蒙皮厚度和蜂窝芯增重对其吸波性能的影响。结果表明:随着蜂窝芯高度的增加,其夹层复合材料的-10dB有效带宽向低频扩展,18mm高度蜂窝夹层复合材料在2～18GHz频段反射率均小于-10dB;随着蒙皮厚度的增加,蜂窝夹层复合材料的低频反射率降低,但高频反射率升高;随着蜂窝芯黏附吸收剂质量的增加,其吸收峰频率向低频移动。

铝蜂窝夹层板模态密度参数实验辨识

模态密度是应用统计能量分析方法研究振动噪声问题的基本参数,对于梁、板等简单结构,模态密度可以通过理论解析获得,但对于复杂结构或者具有复合材料特性的结构的模态密度很难通过理论解析法和数值法获得,或者获得的模态密度值不准确.因此,需要通过实验辨识模态密度.本文采用激励点导纳法对铝蜂窝夹层板进行悬挂振动实验研究.通过对比实验结果与文献资料的经验值发现有良好的吻合性,验证了该方法在新型复合材料领域的适用性.

带有典型缺陷的金属蜂窝夹层结构的剩余强度研究

通过对带有典型缺陷的薄壁高温合金蜂窝夹层结构进行侧拉伸和侧压缩、平压缩和三点弯曲等力学性能测试,得到了带有不同缺陷形式的结构在不同载荷形式下结构剩余强度随着缺陷尺寸增大的变化规律。得到的结论为薄壁高温合金蜂窝夹层结构的服役可靠性及其损伤容限体系的建立奠定了必要的实验研究基础。

蜂窝夹层结构粘接用聚酰亚胺胶膜的研究

采用热固性聚酰亚胺胶黏剂KHPIA-S制备了聚酰亚胺胶膜,系统研究了胶膜的厚度以及表面处理剂对复合材料蜂窝夹层结构粘接性能的影响规律。结果表明,制备的聚酰亚胺胶膜具有优异的高温粘接性能,在320℃下对不锈钢试片粘接的剪切强度超过11 MPa,对蜂窝夹层结构粘接的平拉强度最高可达2.1 MPa。

金属蜂窝板高温环境下的隔热性能试验与计算

采用红外辐射加热式气动热模拟试验系统,进行了高温环境下的金属蜂窝板隔热性能试验研究,试验温度最高达到800℃;采用有限元的方法进行了金属蜂窝板传热特性数值模拟,计算中考虑了蜂窝板内部金属蜂窝芯结构的导热,蜂窝腔内壁面间的辐射换热和蜂窝腔内空气的传热.研究结果显示,金属蜂窝板后表面的试验测试数据与数值模拟结果吻合的很好.金属蜂窝板在高达800℃高温热环境下的隔热性能数值计算和试验结果将为航天航空器的防热结构研究提供参考依据.

星载蜂窝夹层结构天线复合材料力学性能检测

针对卫星的发射力学环境、在轨温度环境和辐照环境要求,对常用的蜂窝夹层结构反射器天线,提出了天线复合材料的力学参数要求和检测内容,包括:胶黏剂、原材料和蜂窝夹层结构高、低性能要求和随炉试件的检测内容,同时针对蜂窝夹层板的结构特点,提出了拉拔力、刚度测试、模态测试的方法,总结了振动试验和热真空试验中常见的失效模式。由于复合材料测试与测试方法有很大的关系,因此文章也介绍了这些参数测试的标准,同时根据仿真分析结果给出了星载蜂窝夹层结构天线板-芯胶黏剂在高温、低温下要达到的剪切强度和剥离强度指标。

钛合金蜂窝壁板隔热性能试验研究

针对钛合金蜂窝夹层结构的隔热性能进行试验研究。试验中研究了在300℃稳态条件下,蜂窝芯格尺寸、芯格高度和芯格壁厚等参数对隔热性能的影响规律;分析了各几何参数对隔热性能的敏感度;测试了不同温度条件下钛合金蜂窝夹层结构壁板的等效导热系数。试验结果表明：增大蜂窝芯格尺寸和芯格高度,减少芯格壁厚均有利于提高蜂窝壁板的隔热效果;不同几何参量对钛合金蜂窝夹层结构隔热效果的影响敏感程度从大到小依次为：芯体高度、芯格尺寸和芯体壁厚;钛合金蜂窝壁板的等效导热系数随温度的升高而增大,相同温度下钛合金蜂窝壁板的等效导热系数约为钛合金材料的3%~5%。

C_f/PI蜂窝夹层结构性能

为了提高蜂窝夹层结构的耐热性和高温力学性能,采用石英灯和力学性能测试的方法进行了相关性能测试。弯曲性能测试结果表明,UT500/KH370蜂窝夹层面板的弯曲强度400℃保持率为58%,弯曲模量保持率为85%,层间剪切强度保持率为57%;石英灯静态隔热试验结果表明,冷壁热流为300 kW/m2的条件下,高度为29 mm的蜂窝夹层板的背温为320℃;冷壁热流为168 kW/m2的条件下,背温为296℃。

一种新型蜂窝夹层结构防热材料

针对实际使用的热环境要求,提出了多种防热结构材料及结构方案。通过石英灯加热试验对其防热性能进行了考核验证。考察了防热涂层、样件结构形式以及材料种类对试验件防热性能的影响。结果表明,防热涂层可显著降低防热试验件的背温,最高降幅达241℃;相对于传统的玻璃纤维/酚醛层压板结构,在满足防热要求的同时,新型蜂窝夹层结构的面密度较低,仅为层压板的50%左右,具有明显的减重优势,其中聚酰亚胺面板的蜂窝夹层结构的面密度仅为酚醛玻璃钢面板夹层结构的80%,其表面加防热涂层样件的背温仅为246℃。

耐热合金蜂窝等效热导率的实验研究

耐热合金蜂窝夹芯结构是高超音速飞行器热防护系统外面板的理想候选方案。针对Hastelloy X耐热合金蜂窝夹芯结构开展了稳态传热实验,通过控制加热板温度,获得了一组热平衡时蜂窝夹芯结构的热、冷面温度,结合Stefan-Bolt-zmann定律和大空间自然对流实验关联式,采用热阻分析方法得到了Hastelloy X耐热合金蜂窝随温度变化的宏观等效热导率,并采用Swan-Pittman半经验模型预测了该蜂窝的等效热导率,与实验结果对比一致性较好。

蜂窝结构异面变形动态塑性坍塌力学

在蜂窝结构静态塑性坍塌应力理论计算模型的基础上,建立了蜂窝结构在冲击载荷作用下的动态塑性坍塌应力的理论计算模型.考虑应变率对蜂窝结构动态力学性能的影响,使用Cowper-Symonds模型建立了静态塑性坍塌应力与动态塑性坍塌应力之间的关系;基于薄板弯曲理论,由平均冲击速度得到了应变率的计算公式,进而得出动态塑性坍塌应力关于冲击速度与静态塑性坍塌应力的函数关系.使用LS-DYNA动力学软件模拟了铝合金蜂窝结构在冲击载荷作用下的异面变形,数值计算结果与理论模型计算结果一致.

大型星载固面天线热变形试验及仿真分析验证

星载天线在轨运行期间所经历的复杂温度环境,会使天线产生严重的热变形,从而对其电性能造成重要影响。文章根据大型星载固面天线热变形的特点,提出热变形试验与仿真一体化分析验证方法,并且将测试结果与数值仿真结果进行相互校验。该方法可为大型星载天线结构设计及验证提供参考。

金属热防护系统动力学建模研究

研究了金属热防护系统的动力学建模及简化计算方法。首先,给出了蜂窝结构面外的等效热导率、比热容、密度和弹性系数的表达式,并给出了算例验证;其次,建立了包括外层蜂窝、中间防热层、内层蜂窝、应变隔离层和承力结构的完整模型,研究了外表面受高温加热情况下结构的热力学响应及弯曲模态;最后,提出了带金属热防护系统的结构弯曲热模态计算的简化方法,实现了带金属热防护系统的结构弯曲热模态的快速计算,而且发现温度对结构模态有较大影响,当承力结构温度为130℃左右时,前三阶弯曲固有频率均减小4%以上,第三阶下降最明显,达到9%左右。

高效相变蓄热装置结构设计及试验研究

文章针对某飞行器舱内大功率设备控温需求,提出了相变蓄热技术解决方案,建立了平板式肋片强化相变蓄热装置物理模型,根据大功率伺服舵机控制器热耗及工作模式等参数条件,采用十八烷为相变吸热材料,设计了一台高效平板式肋片相变蓄热装置,并通过地面试验研究,验证了该装置的控温性能、稳定性及等温性。试验结果表明:所设计的肋片式高效相变蓄热装置,在120 W热源功率下,可以将设备温度控制在50℃以下超过3000 s;榫槽形式的封装结构具有良好的密封性能,相变蓄热装置在多次相变循环后无泄漏;在3000 s测试时间内相变装置内部最大温差为3℃,具有很好的等温性。