空间站梦天载荷舱结构设计与验证

针对天宫空间站梦天载荷舱提出了采用一种含大开口的半硬壳铆接结构,实现了结构承载、载荷进出舱及载荷试验平台一体化设计。采用数值仿真的方法,考虑主动段飞行及地面整器起吊载荷等因素的影响,进行了结构强度迭代分析,识别结构的潜在薄弱环节,并开展针对性的局部结构验证试验。最后,设计并建立大开口结构的全工况静力试验平台,开展载荷舱整舱静力试验。数值计算与试验所得结果吻合较好,验证了载荷舱大开口结构设计的正确性。载荷舱结构的设计方法及验证思路可为其他飞行器结构提供参考。

航空相机载荷舱热环境分析

目的详细分析航空相机主体热设计的关键边界条件--航空相机载荷舱的热环境。方法通过载荷舱的热平衡方程,分析影响载荷舱热环境的主要因素,系统地总结适用于工程应用的分析方法。结果对于辐射热环境需考虑大气透明度、地面状况等因素,对流热环境可采用Hilbert提出的经验表达式计算载荷舱背风面的对流换热系数,气动热环境采用Eckert参考焓法估算载荷舱的气动热是合适的,且宜采用电热防冰系统及热空气加热防结露系统。结论该研究结果是航空相机主体热设计的基础,适用于对各类航空相机载荷舱热环境分析和环境控制系统设计。

某航空相机载荷舱热分析与热设计

航空相机的热控设计需要解决流动与传热的耦合问题。文章提出某航空相机载荷舱在复杂飞行环境中上升、巡航、下降全过程的热分析及热设计方法:确定载荷舱热分析数据流,采用专业热分析软件、流体计算软件计算辐射外热流、气动外热流,以及等效对流换热系数沿壁面分布情况及与马赫数的变化关系。将热环境赋予载荷舱热分析模型,通过热分析软件与自开发程序迭代对载荷舱两个极端工况进行了仿真分析。结果表明,据此设计的光学窗口内表面温度高于露点温度10℃以上,得到的载荷舱热分析结果满足热控指标要求,热设计方案合理可行。

浮空器载荷舱热特性研究

根据浮空器的特点,分析了其载荷舱内的基本传热途径,建立了自然对流与辐射耦合传热问题的三维稳态数学模型。运用CFD软件进行数值模拟,得到了舱内气体的温度和载荷的表面温度。为载荷舱热特性的进一步研究奠定了基础。

飞艇载荷舱中电子设备冷却的热设计研究

以热力学计算为基础,重点分析平流层飞艇载荷舱传热特性,提出了一种基于冷板的电子设备冷却方案,综合考虑飞艇载荷舱中电子设备热控系统的需求,研究了冷板在飞艇上升过程中的全高度传热特性.研究结果表明:在飞艇载荷舱电子设备热控系统中应用变风量冷板换热系统比定风量系统更具有合理性.针对部分工况下冷板制冷系统会出现制冷量不足的问题,提出了附加二氧化碳开放式制冷的系统优化方案,其作为一个备用及补充系统制冷量的设计进一步提高了冷板制冷系统的适用性.文中所提出的飞艇舱内电子设备热控系统方案及附加二氧化碳开放式制冷的方法为平流层飞艇的整体热控提供技术参考.

通信卫星载荷舱设备半物理仿真测温优化方法

针对通信卫星载荷舱设备温度测量,提出一种基于载荷舱热控边界设置有限测温点与地面数据(热试验或热分析)挖掘结合的半物理仿真测温方法,用以替代设备设置测温点直接物理遥测的传统测温方式,实现载荷舱测温点使用数量的优化减配。该测温优化方法在“东方红四号”平台卫星上得到验证——与传统测温方式相比,载荷舱测温点数量减少70%以上,减重约6 kg,载荷舱测温系统的工程设计及研制费效比降低70%以上。

基于遗传算法的卫星载荷舱最大偏心力矩计算

在计算卫星载荷舱最大偏心力矩时,若只考虑位于载荷舱保持架转轴上部的设备产生的偏心力矩,则在某些特殊情况下得到的并不是最大偏心力矩。文章综合考虑载荷舱设备安装实际情况,采用遗传算法来确定最大偏心力矩,并通过实例计算表明:利用遗传算法寻优的方式,能够得到更准确的最大偏心力矩,避免欠设计的隐患。

金星着陆器载荷舱热控系统设计研究

针对金星高温环境,提出了一长寿命金星着陆器的载荷舱热控系统设计方案。研究了载荷舱热控系统的热载荷、载荷舱、制冷方案和热平衡。优化设计后的载荷舱结构承压性能不变,且质量减小,特别是在主动制冷失效时,在被动热控下可保证电子设备工作寿命大于2h,采用斯特林循环技术是着陆器实现长寿命的关键。基于初步的着陆器载荷舱构架,对热控系统进行了热平衡分析。研究结果表明:该热控系统设计方案能满足载荷舱在金星表面长期探测任务的需求。

基于PID控制技术的卫星有效载荷舱包装箱的反共振实现

结合XX-1型卫星有效载荷舱的特点及功能需求,分析了其包装箱在不同环境、交通方式和路况下的振动工况,采用PID控制技术对其进行了反共振补偿,建立了系统状态方程,并通过反共振振幅控制试验对其抑制能力进行了分析。结果表明:提出的主动隔振措施较好地实现了全频域点的减振效果,对卫星有效载荷舱的勤务运输提供了较为理想的防护。

商用大力神双有效载荷舱模态试验及模态相关

双有效载荷舱组件由马丁·马丽埃塔宇航集团研制,它可使一枚大力神运载火箭发射两个单独的有效载荷。双有效载荷舱设计的验证包括地面模态试验,用来和有限元载荷模型进行相关比较。正如许多航天结构的模态评定一样,技术目标包括用传统的正交目标确定45Hz以下的所有主振型,并用正弦激励检验线性。这一计划的主要目标是在最短的时间内完成模态试验和模型相关,以支持载荷分析验证工作。这部分工作必须在第一次飞行前完成,因此进行试前分析、模态测定和一系列相关此较必须用先进且有效的方法。模态试验和模态相关在马丁·马丽埃塔宇航集团支持下由结构动力研究协会(SDRC)完成。详细的试前分析工作完成了所有传感器位置的确定和激励(驱动所关心的振型)位置的选择,所以全部试验在3天内就完成了。对大多数由载荷引起的主振型,试验结果与试前分析预示结果符合得很好。与模型的最终相关结果得出所有主振型的试验与分析频率相差在4％范围内;交叉正交值为0.90或更大。

国际空间站舱外多载荷运行任务规划

空间站舱外载荷平台支持部署众多不同类型的载荷,为开展大规模空间科学研究提供了机会.但随着舱外载荷数量及相应任务量的不断增加,且在受限于资源约束的情况下,需要制定科学合理的任务规划,以提高舱外载荷的工作效率.针对舱外多载荷运行任务规划方法,深入分析了国际空间站舱外载荷任务规划现状,重点分析了其舱外载荷平台、载荷类型及特点和多载荷运行任务规划方法,分析当前任务规划策略、方法及未来发展方向.根据中国空间站舱外载荷平台特点,从载荷总体设计和运行任务规划方法等方面为中国空间站后续舱外多载荷系统运行任务规划提供参考和建议.

载人航天器可更换舱外载荷接口通用设计与应用

为了充分利用空间暴露资源,载人航天器往往设计支持少量或大规模暴露试验的开展,暴露试验项目包括专用舱外载荷和可更换舱外载荷。载人航天器可更换舱外载荷是在航天员或机械臂照料下通过舱外载荷接口设备实现在轨安装和更换。针对不同可更换舱外载荷的接口需求不尽相同、不同载人航天器之间或同一载人航天器不同舱段之间的舱外载荷接口设备不同、载人航天器暴露试验平台在地面阶段无法与全部可更换舱外载荷进行接口匹配等技术难点,文章提出一种载人航天器可更换舱外载荷接口模块化、标准化的通用设计方法。舱外载荷接口按照安装接口、供电接口、信息接口、热接口等功能分类进行模块化设计,各功能模块相互独立;各功能模块对外接口采用标准化设计,同一类型接口的形式及定义均相同。经过在轨飞行应用,表明载人航天器可更换舱外载荷接口通用设计方法可行、正确,为载人航天器滚动开展较大规模的空间科学实验与技术试验提供了有力支撑。

基于热电制冷的某舱外载荷两级控温设计

在某层叠式舱外载荷热控设计中,为同时满足整机散热以及部分模块组件高精度高稳定度温度控制需求,提出一种基于热电制冷(TEC)在上层模块侧壁营造相对较低温度环境(一级温控),再结合薄膜式电加热器对上层模块内部组件进行高温度稳定度控温(二级控温)的热控设计方案。该方案通过建立并有效控制上层模块与冷板之间唯一的传热路径,在实现上层模块高效散热的同时保证其内部约束点温度的高稳定性。通过仿真分析和热平衡试验对该热控方案进行验证,结果表明:当冷板来流温度在±5℃/90 min波动时,一级控温实现约束点温度波动小于±0.3℃/90 min,二级控温实现约束点温度波动小于±0.1℃/90 min,所有约束点温度满足指标要求。

航天器舱外载荷适配器技术综述

航天器舱外载荷适配器是一种轻小型空间对接机构,根据操作方式分为被动式和主动式两大类。文章介绍了日本设备调换装置(EEU)、美国飞行可释放连接机械装置(FRAM)等国内外舱外载荷适配器,总结了其引导定位、机械锁紧和电连接的功能实现方式。针对空间机械臂操作、人机工效学存在的无法精确定位和驱动力不足的问题,分析了舱外载荷适配器的工作模式、关键部件、地面试验等关键技术和解决措施。针对未来我国先进载荷任务需求,提出了开展功能强大、承载能力强的主动式适配器研究建议;针对大型高轨航天器,提出了开展被动式适配器技术研究建议。

无人机及其吊舱载荷在应急救援中的应用——基于响水“3·21”爆炸事故

在江苏省盐城市响水县生态化工厂爆炸事故中,江苏消防救援总队利用无人机进行航拍、气体检测、水质监测及红外检测,极大地提升了爆炸事故救援效率。通过总结无人机在江苏响水"3·21"爆炸事故救援的实战应用经验,详细介绍了无人机吊舱载荷在应急救援中所承担的任务、功能及应用领域,分析目前消防救援队伍在应用无人机吊舱载荷进行救援时存在的问题,提出应优化无人机及其吊舱载荷配置,组建专业团队,合理配置人员,设置训练科目,强化实战演练,尽快出台应急救援无人机行业标准等对策建议,以更好地发挥无人机吊舱载荷在应急救援中的优势作用。

大型载人航天器舱外试验支持技术

为舱外试验提供支持和保障条件是大型载人航天器的重要任务,文章根据大型载人航天器舱外载荷的不同类型,提出了标准舱外载荷试验平台和大型舱外载荷试验平台总体设计方案,阐述了舱外载荷试验平台对试验项目的支持资源,明确了舱外载荷试验平台在轨应用流程,并介绍了舱外载荷试验平台的地面验证情况。最后,总结了大型载人航天器舱外试验支持技术的特点,对该技术的在轨应用和验证情况进行了说明,并对技术应用于在轨服务和在轨设施建造任务进行了展望。

重载荷方舱吊装装置的设计

以某重载荷方舱项目的设计为例,从吊装装置的吊装原理、结构设计及设计验证等方面论述了吊装装置设计的一般过程,对吊装装置的结构设计作了重点论述。

中国成功发射梦天实验舱

2022年10月31日,中国空间站梦天实验舱搭乘长征五号B运载火箭在文昌航天发射场成功发射升空,并将在对接转位后,与天和核心舱、问天实验舱形成空间站T字基本构型组合体。梦天实验舱是由工作舱、货物气闸舱、载荷舱、资源舱4个舱段组成的,舱体全长17.88m.

美国新的登月舱方案

《航空周刊》1988年4月11日报道: 1988年4月初美国月球基地会议对约翰逊航天中心提出的登月舱方案进行了审查。这是自美国总统里根正式提出要研究美国重新执行登月计划或飞往火星问题以来召开的第一次月球基地会议。图1所示是圆形轨道转移运载器,又称登月舱(图左),用于将登月器(图右)送上月球。图2所示是登月器将登月人员送到月球Rook山附近。

3000t级近海油轮液舱晃荡研究

液舱晃荡是发生于部分充满液体容器内部的一类波动现象,此类现象于船舶工程应用中普遍存在。而近年来,随世界经济的发展,对于油轮运输需求的增大,远洋运输的需求不断增长,所以在设计中考虑晃荡载荷就成为了设计油轮的一个必要需求。而油轮在航行过程中一旦出现漏油事故,对于整个海域的生态环境将是毁灭性打击。针对以上突出问题,本文采用一艘3000t级近海油轮作为研究对象,依据《液舱晃荡载荷及构件评估指南2014》对液舱参数及晃荡水平予以分级,计算出船体横摇周期,纵摇周期以及谐振幅值范围。完成该油轮水平一晃荡载荷,水平二晃荡载荷和水平三晃荡载荷计算。