航天器高稳定结构热变形分析与试验验证方法研究

航天器高稳定结构研制须探讨微米级结构热变形仿真分析与试验验证工作,以满足空间环境交变温度载荷下结构微变形要求。根据机热一体化设计的特点,提出机热一体化分析方法进行机、热载荷交互,机、热温度场交互过程由手动赋值的几天时间缩短至几分钟,且映射误差小于1℃。基于数字图像相关测量技术,采用高稳定结构微米级变形的非接触式测试方法进行试验验证。结果显示,文章中的高稳定结构在轨热变形为2～30μm。文章提出的分析与试验验证方法,可为航天器高稳定结构设计及验证提供参考。

航天器高稳定结构的热控设计及验证

高稳定结构对温度场的稳定性、均匀性有较高要求,为达到在轨温度场精稳控制,文章提出了一种基于高导热柔性材料的分区控温设计方法,采用面内导热系数达750W/(m·K)的柔性石墨材料,进行了二维均温扩热,增强结构自身导热能力,减小温度梯度;强化隔热设计,减小外部热扰动对温度场的影响。以某测绘卫星载荷适配结构为例,进行了分析及试验验证,结果表明:全生命周期内,载荷适配结构核心部件温度控制在20.0~24.5℃范围内,温度波动≤0.4℃,温度梯度≤4℃,同时验证了设计方法的正确性。该方法可为有高精度控温需求的部件的热设计提供参考。

面向光强因子的数字图像相关测量技术研究

在采用数组图像相关(DIC)测量技术进行的航天器组件结构的微变形测量中,环境光照强度变化导致的测量误差,对测量精度和测量结果的可靠性造成的影响,是目前需要解决的一项问题。本文开展基于光强变化的DIC测量系统稳定性研究,针对同一试件在相同载荷下改变光照强度,进行图像采集和数据分析,研究光强变化对DIC测量结果的影响。结果表明,在一定光强范围内,测试环境的光强变化会对DIC面内和离面刚体位移测量分别带来最大0.003 mm和0.008 mm的测量误差,而航天器结构微变形测量的精度要求一般在微米级,故光强变化带来的影响不可忽略。针对该问题,本文设计的环境光分离技术在极端光强条件下使DIC刚体位移测量的精度保持在面内0.001 mm和离面0.002 mm,具有良好的测量精度和稳定性,可满足航天器高稳定结构的微米级变形测量精度要求。