航天高端紧固件技术发展现状及展望

高端紧固件是航天型号研制和航天产业发展的重要基础产品,直接反映了我国航天基础工业水平。从紧固件标准体系、材料体系、表面处理等方面详细分析了航天高端紧固件的技术发展现状,结合未来航天应用需求,提出应用及发展展望。

基于不同表面状态下的TC4钛合金螺栓摩擦机理研究

针对钛合金紧固件易发生的黏着和“咬死”等问题,文章研究在TC4表面未处理(LT)、脉冲阳极氧化(PA)、脉冲阳极氧化+涂铝(PA-Al)和脉冲阳极氧化+涂MoS_(2)(PA-MoS_(2))等4种表面状态样品不同测试条件下的摩擦磨损特性,揭示不同表面状态条件对摩擦磨损机理的影响。选用摩擦磨损试验机(UMT-3)开展球–盘摩擦磨损实验,利用SEM-EDS、三维白光干涉形貌仪、光学显微镜仪器等对样品的磨痕形貌进行表征。通过对摩擦系数、磨损率、磨损形貌进行分析研究,探究不同表面状态下钛合金摩擦副的摩擦特性和磨损机理。研究结果表明,应避免TC4和TC4材料直接接触可以有效防止黏着磨损发生,脉冲阳极氧化(PA)样品减摩耐磨性最佳,阳极氧化涂MoS_(2)样品次之。

钛合金紧固件双剪试验仿真分析

对低间隙TI-6AL-4V ELI六角头钛合金螺栓进行双剪试验,采用有限元仿真方法分析了剪切速率、刃口半径、剪切间隙等因素对螺栓性能的影响机制,以及各因素对螺栓力学性能的影响程度。结果表明:当刃口半径为0.1 mm时,仿真得到的结果与理想条件仿真结果的误差最大;剪切速率对试验结果的影响较小,当剪切速率为366.7 N/s时,螺栓剪切截面吸收的能量较高;剪切间隙对螺栓双剪试验结果的影响最大,随着剪切间隙的增加,仿真得到的结果与理想条件仿真结果之间的误差逐渐增大,说明在进行螺栓双剪试验时,应严格控制剪切间隙,避免剪切间隙对螺栓双剪试验结果产生影响;当刃口半径为0.2 mm、剪切速率为666.7 N/s、剪切间隙为0.002 5 mm时,仿真得到的结果与理想条件仿真结果之间的误差最小。

超静定捆绑火箭传力路径的组合优化策略

为了获得新一代大推力捆绑火箭捆绑方案的最优设计参数,针对超静定捆绑传力路径进行分析与优化设计。基于PATRAN的二次开发语言PCL对超静定捆绑火箭进行了参数化建模和仿真分析,并运用拉丁超立方试验方法对传力路径设计参数进行灵敏度分析。在此基础上提出了一种多目标粒子群和序列二次规划算法的组合优化策略,确定了捆绑联接方案设计参数,实现了对捆绑联接装置和助推器结构载荷的高效优化。计算结果表明:组合优化策略能够将主捆绑联接结构的受力减少了30%左右,明显优于单独使用一种全局优化算法或局部优化算法的优化结果。本文研究成果将为新型捆绑火箭捆绑方案优化设计提供参考。

捆绑联接舱段集中力扩散结构优化设计

为了改良运载火箭捆绑联接舱段集中力扩散结构的承力特性并实现轻量化设计要求,将开展集中力扩散结构拓扑优化设计方法研究。首先围绕结构刚度、强度、减重和集中力扩散效果等多种需求,实现以多工况下最小加权柔度为目标函数的结构拓扑优化。然后根据拓扑优化结果并综合考虑制造工艺等要求设计出新的集中力扩散结构,实现结构整体减重18.2%。最后对新结构进行标准工况下的载荷分析校验强度,计算结果表明新的集中力扩散结构设计方案的应力水平满足设计要求,提出的拓扑优化方案适合于概念设计阶段的集中力扩散结构优化。

捆绑火箭助推器与芯级间捆绑联接技术应用进展

在国际航天领域着力发展深空探测的背景下,捆绑火箭以其运载能力强、结构形式可靠、通用化、产品化等优势主导着国家的航天能力。通过总结常见的捆绑火箭联接形式,分析不同的捆绑联接技术特点,为新一代捆绑火箭的研制提供参考和依据。

运载火箭捆绑装置力学特性研究

为了提高运载能力,运载火箭多采用芯级捆绑助推器的结构形式,而助推器捆绑装置的结构设计与分析是捆绑火箭的关键技术。以某捆绑火箭的典型捆绑装置为研究对象,对捆绑装置结构的力学特性进行研究,揭示其轴向拉压刚度不同这一重要特性。在此基础上,对引起捆绑装置拉压不同刚度的机理进行分析,提出并验证一种单自由度解析模型。基于该模型,对影响捆绑连杆轴向刚度的设计参数进行理论研究,分析可用于提高连杆拉伸刚度的可行方案,为结构设计提供参考和依据。

基于拉压不同刚度的运载火箭捆绑联接装置力学特性研究

为提高运载能力,运载火箭多采用捆绑助推器的结构形式。以典型的捆绑火箭为背景,针对捆绑连杆特殊的结构形式造成的拉压不同刚度特性,采用双线性弹簧建立助推器径向平面机理模型,研究捆绑联接装置的动力学特性。通过与传统模型进行对比,表明拉压不同刚度模型能够更加准确地反映结构的频率和载荷,以分析结果作为依据,可以有效提高火箭结构设计的可靠性和合理性。

国外运载火箭可重复使用关键技术综述

运载器的可重复使用是未来航天运输系统的主要发展方向,具有重要的应用价值。可重复使用运载火箭能够有效降低发射成本,但也会遇到许多技术难题。针对Falcon 9火箭的研制情况,分析国外多级入轨可重复使用火箭发展历程,分析研究实现可重复使用运载火箭所需要解决的关键技术难题,为新型航天运输系统的发展提供参考。

基于模块化设计的新一代运载火箭质量优化研究

以新一代运载火箭为研究对象,针对火箭捆绑两种不同能量指标、不同工作时间助推器的结构形式,基于模块化设计原理推导了火箭各级模块结构质量、齐奥尔科夫斯基数、平均比冲、过载以及速度的表达式,从而构成了优化的目标函数和完整的约束条件。针对现有优化算法的不足,采用多岛遗传算法+SQP法组合优化方法对新一代运载火箭进行质量优化,可有效减少火箭的起飞质量。该方法可为对于处于方案设计阶段的捆绑式运载火箭质量优化提供参考和依据。

基于修正的Craig-Bampton法的大长径比助推器分离特性研究

在芯级周围布置助推器是提升运载能力的有效手段。对于长径比较高的助推器,结构呈现明显的局部弹性效应,这将对助推器分离的安全性产生影响。针对传统Craig-Bampton方法无法适用于大范围运动弹性体的不足,本文采用修正的Craig-Bampton法获得系统的正则化模态,使研究对象的所有模态与频率一一对应,实现分离体大范围刚体运动与弹性变形的有效耦合。基于该方法开展柔性多体动力学仿真,获得了不同模态阶数和结构刚度的弹性助推器分离系统的分离特性。研究结果表明,与传统的刚体模型相比,考虑助推器弹性效应的分离动力学模型更加贴近真实飞行情况。基于此,获得了各阶模态和结构刚度对分离安全边界的影响规律,其中以一阶横向模态最为敏感。通过研究弹性助推器的分离特性,为运载火箭助推器分离系统的工程实际应用提供理论参考和研究支撑。

航天火工分离装置捕获结构性能仿真及优化研究

为避免航天火工分离装置在分离过程中产生对箭(弹)体有害的分离多余物,需要设计相应的多余物捕获装置(以下简称捕获器)。国内外对捕获器结构设计方面的理论研究较少,传统的设计普遍依赖于试验研究。以狭小空间下爆炸螺栓捕获器为研究对象,在显式动力学理论基础上,对捕获器的工作过程进行了仿真分析,定量分析了关键几何尺寸对捕获效果的影响,提出一种优化的捕获器结构,为中国新一代运载火箭捕获器的研制和选型提供依据。

基于力法的超静定捆绑火箭传力特性研究

对于采用超静定捆绑的助推器来说,对捆绑装置载荷的准确预示是开展构型论证、结构设计和优化的关键工作。基于力法,推导了超静定捆绑助推器的捆绑载荷解析模型,并通过有限元方法进行了验证。在此基础上,获得了捆绑装置刚度、安装位置及捆绑个数对捆绑载荷的影响规律,从而为工程应用提供了一定的参考和理论支撑。

基于振动条件下的双螺母防松性能研究

运载火箭芯级捆绑助推器的捆绑连杆一般采用爆炸螺栓连接,防松方式采用双螺母锁紧防松,双螺母锁紧防松属于螺纹联接常用的摩擦防松方法,依其可靠性和拆装方便性,在宇航装备连接中被广泛采用。为了获得双螺母不同防松方式的安全可靠性,分别通过双螺母的横向振动试验与加速振动试验,获得双螺母预紧力实时曲线及不同安装扭矩比例条件下螺栓预紧力衰减规律,最终得出,在下螺母安装扭矩达到上螺母安装扭矩25%时,双螺母的防松性能最佳。

基于双线性连接模型的超静定捆绑火箭助推器动力学响应分析

对于长径比较高的助推器来说,为了提高与芯级的连接可靠性,可采用超静定捆绑连接方式。这种捆绑连接方式增加了助推器动力学响应分析的难度。以超静定捆绑火箭助推器为研究对象,通过引入拉压双线性弹簧模拟捆绑连接装置,建立合理的动力学分析模型,对系统进行数值求解,获得径向冲击作用下助推器的动力学响应特性。通过与静定捆绑模型的对比,获得超静定捆绑助推器的广义位移、频谱和内力的响应,从而为工程应用提供一定的参考和理论支撑。

低温液体运载火箭变形补偿量设计及试验方法

中国新一代运载火箭普遍采用无毒无污染的低温推进剂,当运载火箭在低温推进剂加注、增压的过程中会造成贮箱变形,需要管路系统和箭体结构设计合理的补偿量来适应。针对传统有限元分析计算效率低,提出一种补偿量设计的解析方法,获得结构在低温、压强和飞行载荷下的变形响应机理,实现贮箱在各类载荷下的变形量综合,并基于平面视觉测量原理进行试验验证。验证和对比结果表明,设计方法合理可行,精度能够满足运载火箭工程应用,为低温液体运载火箭的设计提供参考依据和理论支撑。

长征五号运载火箭分离系统设计与验证技术研究

长征五号运载火箭是中国全新自主研制的新一代大型全低温捆绑式运载火箭,作为核心研制内容的分离系统具有分离体尺寸规模大、助推器推力高、级间分离行程长、整流罩刚度低等特点,系统设计难度高、技术跨越大。长征五号研制针对分离系统在理论研究、设计方法、仿真手段和试验验证等方面开展了大量探索与攻关工作,对其中的技术进展进行了综述与展望。

弹箭螺纹连接松动机理分析研究

螺纹连接是航天产品中应用最广泛的连接形式之一,实际工况下由于载荷的多变性会使螺纹间发生相对运动,造成螺纹连接松动,严重影响航天产品的可靠性。通过有限元仿真分析方法,对螺纹连接进行有限元建模,研究了多种外部振动载荷单独作用以及耦合作用对螺纹连接松动的影响规律。经研究,轴向振动和弯曲振动不能导致螺纹连接松动,扭转振动只有在特定的扭矩值时才能导致螺纹连接松动,横向振动则能导致严重的螺纹连接松动。并且,当横向振动和其他3种振动载荷耦合作用时,横向振动对螺纹连接松动起主导作用。

基于拉剪复合载荷下钛合金螺栓力学性能的试验研究

加工了拉伸-剪切复合载荷的测试装置,并开展了钛合金螺栓在纯拉伸、纯剪切、拉伸-剪切耦合等受力状态下的力学试验,分析了拉应力与螺栓轴线角度变化对试验结果的影响及其相应变化的规律。研究结果表明,一是加工的拉伸-剪切复合载荷的测试装置可以准确满足纯拉伸、纯剪切、拉伸-剪切等单一载荷与复合载荷不同受力状态的力学性能测试;二是钛合金螺栓在拉应力和切应力耦合作用下的力学性能指标较纯拉性能明显下降,降幅最高达40%。

基于大型翼伞可控回收的箭体结构与分离方案设计

对于高密度发射的运载火箭,迫切需要采取对火箭改动最小,风险和装备成本最小的控制措施,显著减小火箭落区面积,规避重要基础设施,减小对落区社会生活的影响。以某运载火箭助推器为例,在考虑现有火箭的运载能力、载荷与力学环境、结构气动外形及内部空间的基础上,提出了一种基于大型翼伞可控回收的箭体结构与分离方案设计构思,主要包括大型翼伞分离方案设计、助推器头锥结构改进设计及助推器头锥内伞系统结构集成化设计等。该技术的开展有效减少了箭体结构分离过程的分离能源,简化了结构方案,降低了结构质量,为长征系列运载火箭可控回收工作奠定了基础。