空间机构技术发展趋势及展望

概述了我国空间机构技术的发展历程,结合当前我国航天技术的发展需求,对后继轻质大型展开机构、高精度指向机构、智能操作机构三个发展方向的研究概况进行了分析。在此基础上,根据空间机构的复杂度和其在航天器系统中的地位变化,总结出我国空间机构单机-分系统-机械系统(平台)的发展趋势,归纳出了目前空间机构发展中"结构-机构一体化分析"、"材料-机构一体化设计"、"控制-机构一体化设计"的技术特点,提出了加强柔性机构动力学技术、大变形材料制备及应用技术、微驱动技术的研究,以配合新型空间机构技术发展的建议。

某卫星大型天线真空低温展开试验

文章采用试验件主动控温的方法,完成了某卫星大型天线常压低温展开试验,对天线进行了展开控制和结构应变及展开阻力矩的测试,试验结果验证了天线在空间复杂温度环境中成功解锁、展开和锁定的能力,为大型空间展开机构的地面试验积累了经验。

空间机构地面重力补偿设备跟踪研究

由于飞行轨道上或其他星球上的重力环境与地球表面的重力环境差异很大,而在飞行前必须在地面确认机构在空间的性能和可靠性,这就要求在地面实现对空间机构实际工作时的空间重力环境的模拟,于是提出了对地面重力补偿设备的需求。文章对实现重力补偿的一般形式进行了介绍和分析,举例说明了常用的地面重力补偿设备的原理,总结归纳了地面重力补偿设备的设计原则和工程实施经验。

空间机构集成技术的发展及建议

空间机构集成技术对空间机构的可靠性至关重要。随着大型桁架展开机构、大面积柔性太阳电池阵、长寿命高性能伺服机构、大型空间机械臂、空间智能探测器等新型部件的出现,对空间机构集成技术提出了新的要求,使得空间机构集成技术日益成为制约空间机构技术发展的难点之一。文章对目前空间机构集成技术的现状和发展需求进行分析,指出重点发展的方向并提出发展建议。

航天器柔性充气式密封舱结构技术的发展

综述了国外充气式舱体的发展历程和研究现状,提炼了其质量、体积、空间布局等3项技术优势,总结了充气式舱体的多功能层合材料体系技术、无损折叠设计技术、刚化技术和地面试验验证技术等4项重点研究内容,对该领域的发展趋势进行了展望,并提出我国的应对策略。

载人充气密封舱结构关键技术研究

简要论述了充气密封舱相对于金属密封舱的技术优势,通过分析国外充气密封舱的技术发展,结合我国充气密封舱发展现状,提炼了高效折叠展开技术、低漏率密封技术、长寿命承压设计技术和全柔性防护设计技术等四项关键技术,阐述了关键技术研究成果。上述充气密封舱结构关键技术已基本突破,经验证,充气密封舱折叠效率大于4、气密性低于0.05 kg/天,承压层结构蠕变寿命满足使用要求,柔性防护结构可抵御空间碎片的撞击,各项指标满足载人密封舱的要求,可以作为我国载人充气密封舱的工程应用的技术基础。

非线性弹簧形态优化及可调节恒力装置设计

基于组合结构研究一种可调节恒力装置的设计方法,恒力装置由负刚度非线性弹簧和正刚度线性弹簧组合而成。采用B样条曲线描述非线性弹簧的形态,基于GA算法和非线性有限元法实现非线性弹簧的形态优化设计。根据恒力装置的工作原理,设计线性螺旋弹簧,并分析刚度/强度特性。组合结构的力学性能分析表明恒力装置可以实现输出恒力。为了实现自我保护、输出的恒力大小/方向可调,进行了恒力装置的部组件设计。本文的恒力装置设计方法为平面薄膜天线和太阳电池阵的工程研制提供了技术支撑。

应用激光干涉仪进行谐波减速器高低温弯曲刚度的测试方法

使用激光干涉仪测量谐波减速器输出端受力弯曲后的偏转角,电机带动钢丝绳施加弯矩,实现谐波减速器等部件在高低温环境下的弯曲刚度测试,解决角度编码器不能适应极端温度条件的问题,并可消除测试设备自身变形引起的系统误差对刚度测试结果的影响。目前测试的温度范围为-65℃～+80℃。

超长可折叠复合材料豆荚杆轴向压缩屈曲性能测定方法

提出了一种可用于测定具有超长尺度的可折叠薄壁复合材料豆荚杆的轴向压缩屈曲性能的试验方法,该方法突破了通用试验平台的制约,设计并搭建了一套适用于超长尺寸可折叠复合材料豆荚杆轴向压缩试验的测试系统,利用该系统测定了6m长复合材料豆荚杆轴向压缩屈曲失稳载荷。为了进一步验证测试结果的有效性,建立了复合材料豆荚杆特征值屈曲有限元分析模型,将测得的轴向压缩屈曲失稳载荷与有限元模拟分析结果进行对比验证,二者吻合良好。研究结果表明,设计的测试系统可有效测定超长尺寸复合材料豆荚杆的轴向压缩屈曲性能。

空间柔性充气密封舱用新型填充防护结构碎片撞击计算分析与实验研究

为实现空间柔性充气密封舱在轨对空间碎片的防护需求,设计了一种以玄武岩纤维布和Kevlar纤维布填充的多层柔性防护结构。应用Christiansen撞击极限方程对Nextel/Kevlar填充防护结构在不同结构参数下的撞击极限进行计算分析,得出了防护层总间距、Nextel纤维布层数和Kevlar纤维布层数对防护结构撞击极限的影响特性,为柔性防护结构强重比的优化设计提供了依据。利用二级轻气炮对玄武岩/Kevlar纤维布填充防护结构进行超高速撞击实验研究,获取了防护结构在低速区、高速区和超高速区的撞击数据,并以Nextel/Kevlar填充防护结构撞击极限计算曲线为参照对实验结果进行分析,验证了玄武岩/Kevlar纤维布填充防护结构可对空间柔性充气密封舱起到防护空间碎片撞击的效果。

高低温环境下谐波减速器刚度测试技术研究

谐波减速器处于高低温环境中,使用电机带动滑轮绳组实现谐波减速器输出端的弯矩或扭矩加载,使用激光干涉仪测量输出端受弯矩或扭矩后的偏转角,实现谐波减速器等部件在高低温环境下的弯曲刚度和扭转刚度测试,为极端温度条件下的力矩测试和角度测试提供了可行的方法,并可消除因测试设备自身变形产生的系统误差对刚度测试结果的影响。目前测试的温度范围为-65℃～+80℃。

新型恒力末端执行机构力学特性研究

单根纵向受载变形梁与线性螺旋弹簧并联使用,提出一种可实现恒力输出的新型末端执行机构。分别建立了单根受载变形梁和恒力末端执行机构的力学模型。利用解析方法参数化分析了单根受载变形梁设计参数和线性螺旋弹簧预载荷对恒力末端执行机构输出力学特性的影响。考虑恒力末端执行机构在未知环境精细操作过程中冲击载荷的影响,假设受到典型半正弦冲击载荷作用,利用四阶龙格-库塔法对恒力末端执行机构动力学方程进行求解。计算结果表明:单根受载变形梁的纵向预压缩量、自由长度和线性螺旋弹簧预载荷可调整恒力机构的输出力幅值和有效恒力范围;冲击脉冲持续时间长度和系统阻尼可影响恒力末端执行机构输出动态力的幅值和衰减时间。

压电纤维复合物驱动应变性能的模拟和优化

压电纤维复合物因具有较大的驱动应变和良好的柔韧性而成为智能材料领域的研究热点之一。采用有限元法分析各结构参数对压电纤维复合物驱动应变性能的影响规律。结果表明:电场在交叉指形电极边缘发生聚集,且在此区域的电场强度约为均匀部分电场强度的4倍,因此,应用过程中压电纤维极易在电极边缘部分因应力集中而产生裂纹,从而降低复合物的驱动性能;指间距越大,复合物的驱动应变量及电场分布越接近于理想情况;采用高体积分数的压电陶瓷纤维、电极与纤维之间较小的聚合物层厚度均有利于提高智能压电纤维复合物的驱动应变性能;方形压电纤维复合物较圆形压电纤维复合物的驱动应变性能至少可提高60%。

复合材料板件热分层分析及试验验证

针对飞行器用复合材料层合板件的热应力分层问题,进行了试验与数值模拟方面的研究.采用双线性内聚力单元用于模拟层合复合材料的分层现象;通过二次交互应力准则判断复合材料刚度降阶的起始点;并同时使用幂指数准则作为材料在混合破坏模式下的失效准则.数值模型中单层复合材料的力学性能和热膨胀性能分别由在高温(70℃)、室温(23℃)、低温(-50℃)环境下的相应测试进行确定.各复合材料层合试验件在仪器DIL-402C中经历了相同的温度变化过程,最大温差相差120℃.试验后发现,对于给定铺层的试验件,其两端中间层发生了层间分层.将数值模拟的结果与试验结果进行对比,对比结果表明数值分析与试验结果吻合良好,由此也可证明此分析方法的可行性与正确性.

薄膜天线结构在真空中的模态测试方法

由于薄膜结构为轻质柔性结构,空气对其模态分析结果具有不可忽略的影响,因此在真空环境中开展模态试验是十分必要的。以平面薄膜天线结构为研究对象,设计并搭建了一套适用于真空环境下的模态测试系统,完成了多种工况下的模态测试,并获得了有效测试数据。通过对数据进行处理和对比分析,不仅验证了该测试系统的有效性和可行性,而且还获得了空气对模态测试结果产生的具体影响,得到了有用结论。该试验研究内容为薄膜天线的模态特性研究和设计改进奠定了坚实的技术基础,具有十分重要的工程意义。

六自由度微振动模拟平台动力学分析

针对航天器的控制力矩陀螺微振动试验对通用微振动振源的需求,在分析微振动形式的基础上,提出了6-PUS并联机构的六自由度微振动模拟平台来模拟微振动试验的新思路。基于Newton-Euler法,给出了6-PUS并联平台动力学特性的分析方法,并建立了定平台输出力/力矩与支链驱动力之间的动力学模型。使用MATLAB软件对模型进行了仿真计算,并与理论计算值进行了比较分析,验证了动力学模型的正确性,可以为同类微振动模拟平台动力学与控制研究提供参考。

平面薄膜结构耦合动力学特性研究与无量纲分析

利用固定界面的模态综合法建立了平面薄膜结构耦合动力学模型,精确得到了薄膜结构发生耦合振动的临界条件,分析了其耦合动力学特性。结果表明,与薄膜结构耦合基频有关的参数主要有薄膜预应力、框架弹性模量、截面惯性矩、长宽比、边长、框架横截面积、框架密度、薄膜密度和薄膜厚度。当薄膜预应力小于临界值时,薄膜结构的振动由薄膜来主导,当薄膜预应力大于临界值时,薄膜与框架发生耦合振动,此时薄膜结构的振动特性由薄膜与框架共同影响,并且随着薄膜预应力的增大,薄膜与框架发生耦合振动的阶数也随之增多并会出现振型顺序后移的现象。对薄膜结构的动力学特性进行了无量纲分析,推导了薄膜结构的小尺寸模型和大尺寸实物之间的相似准则。

牙嵌式离合器的运动及失效分析

在空间可展开结构中,为了提高展开的可靠性,通常会对展开的核心部件即驱动源进行备份。当互为备份的两个驱动源有一个出现故障时,需要将其从传动链路中脱离出来,此时需要使用离合器来实现这个功能。牙嵌式离合器因为其体积小、结构简单、传递扭矩大,非常适合在空间可展开机构中使用。文章针对某牙嵌式离合器多次使用后离合力矩下降的问题,对牙嵌式离合器的离合力矩与结构尺寸的理论公式进行推导。分析出当离合器结构参数固定后,齿面摩擦和轴孔摩擦是造成牙嵌式离合器离合力矩变化的主要原因。通过齿面粗糙度、轴孔间隙对离合力矩的敏度分析,并结合零件表面观测结果,得出牙嵌式离合器离合力矩下降的主要原因是离合齿面的磨损,而轴孔磨损对离合力矩的影响并不明显。根据此结论,提高该类型牙嵌离合器齿面的表面粗糙度和硬度,可以提高牙嵌式离合器的保性能使用寿命,提高其在航天机构中使用的可靠性。

载人充气密封舱飞行试验方案研究

针对未来空间站扩展舱体和月球基地建造对大型密封舱的需求,分析中国空间站平台资源和充气密封舱的技术特点,提出了载人充气密封舱系统设计方案。分别研制了3种不同功能和构型的充气密封舱,基于货运飞船分步骤上行进行飞行试验验证。各飞行方案既相互独立又逐步递进,技术风险低,不会影响空间站主任务开展。利用ABAQUS软件对充气密封舱进行仿真,结果表明:折叠状态下的充气密封舱刚度和强度可满足飞行器上行要求,在轨充气展开后,舱体结构基频随充气压力上升而增大,柔性结构强度可承受在轨内外压差。

可收展大变形复合材料结构在航天器上的应用现状

调研了可收展大变形复合材料结构在国外航天器上的应用情况,分别按不同的树脂基材料和构型对航天器可收展大变形复合材料结构进行了梳理和分类,并比较了各类结构的力学性能和应用场景等。对我国可收展大变形复合材料结构在航天器上的应用,提出了构型及材料选型、刚度和强度分析评估、制造方法和空间环境应用验证等建议。