复合材料在航天器结构中的应用与展望 被引量：30

1

作者 石文静 高峰 柴洪友 《宇航材料工艺》 CAS CSCD 北大核心 2019年第4期1-6,共6页

结合航天器结构的特点,阐述了我国航天器结构中复合材料的初步应用、快速发展、广泛应用和扩展应用过程。结合后续我国航天任务规划,展望了复合材料在航天器结构中的发展趋势。

关键词 复合材料 航天器结构 应用 展望

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航天器结构动态响应分析的外部超单元技术 被引量：6

2

作者 赵会光 马兴瑞 冯纪生 《航天器工程》 2001年第2期27-33,共7页

全面阐述了外部超单元技术的基本理论,并详尽概括了外部超单元计算技术的实现方法,运用该技术分析了航天器外挂太阳翼结构的动态响应分析问题,并与整体有限元分析结果进行了对比。结果表明运用该技术不仅模型维数得到显著降低,而且可以... 全面阐述了外部超单元技术的基本理论,并详尽概括了外部超单元计算技术的实现方法,运用该技术分析了航天器外挂太阳翼结构的动态响应分析问题,并与整体有限元分析结果进行了对比。结果表明运用该技术不仅模型维数得到显著降低,而且可以同样精确地分析和预示部件及整星的动态响应,满足工程上的精度要求,切实可行。 展开更多

关键词 航天器结构 动态响应分析 外部超单元技术 部件模态综合理论

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载人航天器结构优化设计的数值方法 被引量：2

3

作者 陈飙松 张洪武 +3 位作者 亢战 陈同祥 刘刚 康健 《载人航天》 CSCD 2009年第4期26-31,62,共7页

以有限元分析方法和结构优化理论为核心的结构优化设计方法,是目前面向工程的有效数值仿真方法。本文介绍了(载人航天)结构优化设计的数值方法及其工程应用,包括结构静力、自振、屈曲、瞬态响应等力学性能的设计灵敏度分析方法,结构拓... 以有限元分析方法和结构优化理论为核心的结构优化设计方法,是目前面向工程的有效数值仿真方法。本文介绍了(载人航天)结构优化设计的数值方法及其工程应用,包括结构静力、自振、屈曲、瞬态响应等力学性能的设计灵敏度分析方法,结构拓扑优化方法及自主软件JIFEX关键技术,并示以载人航天工程产品结构设计实例。 展开更多

关键词 结构优化 灵敏度分析 载人航天器结构

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大型航天器结构的热致振动研究 被引量：10

4

作者 沈振兴 胡更开 《载人航天》 CSCD 2016年第1期117-125,共9页

多数航天器在轨服役期间会受到冷热交变热辐射载荷作用而出现热致振动问题,因此,在结构设计阶段准确地预测热诱发的航天器动力学行为至关重要。基于绝对节点坐标方法,并采用耦合的热-结构分析模型,建立了可以对大范围运动的薄壁管和复... 多数航天器在轨服役期间会受到冷热交变热辐射载荷作用而出现热致振动问题,因此,在结构设计阶段准确地预测热诱发的航天器动力学行为至关重要。基于绝对节点坐标方法,并采用耦合的热-结构分析模型,建立了可以对大范围运动的薄壁管和复合材料层合板进行热-动力学耦合系统分析的非线性有限单元,同时基于浓缩的形函数推出了非线性弹性力的高效计算公式。利用所建单元,针对受到太阳辐射热冲击载荷作用的航天器结构展开研究。首先,研究了经典的悬臂梁和板结构的热致振动,其位移响应都出现了不稳定的热颤振现象,并从热弯矩做功角度解释了产生热颤振的原因;然后,又研究了UARS卫星和Ulysses自旋稳定航天器的热致振动,将它们简化为刚-柔耦合的多体系统动力学模型,UARS的加速度响应出现了热跳变现象,而Ulysses的姿态角响应出现了热拍现象;最后,研究了大型环状天线的桁架结构及其支撑机械臂结构,热变形和振动幅值都较小,即结构较稳定。 展开更多

关键词 航天器结构 热致振动 绝对节点坐标方法 耦合热-结构动力学分析

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航天器结构的断裂控制 第一部分:理论分析基础 被引量：4

5

作者 吴德隆 熊焕 《导弹与航天运载技术》 北大核心 2001年第1期32-37,共6页

就航天器结构为什么要实施断裂控制进行了全面论述 ,并指出断裂控制不仅是贯穿航天型号整个研制过程的一项应用技术 ,而且是一项空间安全政策。还详细地介绍了制定断裂控制的理论分析基础 :断裂力学和损伤力学概念 ,以便了解制定断裂控... 就航天器结构为什么要实施断裂控制进行了全面论述 ,并指出断裂控制不仅是贯穿航天型号整个研制过程的一项应用技术 ,而且是一项空间安全政策。还详细地介绍了制定断裂控制的理论分析基础 :断裂力学和损伤力学概念 ,以便了解制定断裂控制文件 (规范或军标 ) ,特别是实施细则的理论背景。断裂控制要求的主要内容和实施收列本文第二部分讨论。 展开更多

关键词 航天器结构 断裂力学 复合材料 损伤 断裂控制

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长寿命航天器结构密封性能仿真分析研究 被引量：3

6

作者 常洁 陈同祥 《航天器工程》 2014年第3期49-53,共5页

硅橡胶密封圈的力学性能会随着工作时间的增加而发生退化,本文首先初步分析硅橡胶的热氧老化机理,然后对硅橡胶材料在热氧加速老化试验前后的特性参数进行分析对比,并借助非线性有限元分析软件ABAQUS对由该种材料制成的O形圈老化前后的... 硅橡胶密封圈的力学性能会随着工作时间的增加而发生退化,本文首先初步分析硅橡胶的热氧老化机理,然后对硅橡胶材料在热氧加速老化试验前后的特性参数进行分析对比,并借助非线性有限元分析软件ABAQUS对由该种材料制成的O形圈老化前后的最大接触应力等力学参数进行分析计算,最后讨论了这些参数变化对结构密封效果的影响。本文的研究结果可为长寿命密封圈设计提供参考。 展开更多

关键词 航天器结构 硅橡胶密封圈 热氧老化 有限元分析 接触应力

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基于正弦基础激励的航天器结构模型修正方法

7

作者 秦玉灵 韩增尧 +1 位作者 邹元杰 王建民 《航天器工程》 2013年第6期37-43,共7页

正弦振动试验是航天器系统级和单机产品需要开展的常规试验,充分利用工程中积累的正弦试验数据进行结构模型修正具有重要的工程意义。文章首先介绍了基础激励下结构模型修正方法,通过矩阵分块、待修正参数归一化、参与修正的频率点选择... 正弦振动试验是航天器系统级和单机产品需要开展的常规试验,充分利用工程中积累的正弦试验数据进行结构模型修正具有重要的工程意义。文章首先介绍了基础激励下结构模型修正方法,通过矩阵分块、待修正参数归一化、参与修正的频率点选择等步骤,推导出基于基础激励的模型修正公式;然后对国际通用算例GARTEUR桁架结构的有限元模型进行修正,分析修正后模型在修正频段内和修正频段外计算所得模态频率,验证修正后模型对模态频率的复现和预示能力,通过对比试验模型、分析模型和修正后模型中4个典型节点的响应曲线,检验修正后模型精度。结果表明:修正后模型的模态频率和响应曲线均与试验模型趋于一致,证实了该修正方法对GARTEUR结构修正的有效性。 展开更多

关键词 航天器结构 基础激励 正弦振动试验 有限元建模 模型修正

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航天器结构材料的应用和发展 被引量：21

8

作者 陈烈民 沃西源 《航天返回与遥感》 2007年第1期58-61,共4页

文章首先说明航天器结构材料的定义及其性能要求,然后简要介绍航天器结构材料的主要类型及其基本性能,并且综述航天器结构材料的应用概况,最后指出航天器结构材料的发展趋势。

关键词 航天器结构材料 主要类型 基本性能 应用概况 发展趋势

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全复合材料航天器结构探讨

9

作者 赵翔 《航天返回与遥感》 1998年第1期43-47,51,共6页

质轻、价优是选择航天器结构材料的主要条件,用复合材料作航天器结构材料显然比金属材料优越。文中将通过美国海军研究所空间技术中心研制的全复合材料克莱门汀(Clementine)航天器,详细介绍采用复合材料作航天器结构件的利与弊。

关键词 航天器结构 复合材料 结构件 聚合物基

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《航天器结构与机构》 被引量：1

10

《航天器工程》 2005年第1期76-76,共1页

本书较全面地说明了航天器结构与机构的技术基础,包括它们的环境条件、材料、设计、分析、制造、试验和可靠性,重点是阐述航天器结构与机构的设计和分析技术。全书共18章,可以分为四个部分:

关键词 航天器结构

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航天器复合材料结构的渐进损伤分析 被引量：4

11

作者 高峰 杨宝宁 +1 位作者 马海全 阮剑华 《航天器工程》 2009年第5期42-47,共6页

复合材料结构渐进损伤分析是获取复合材料结构极限承载能力、实现基于可靠性的结构定量设计、评估长寿命航天器损伤容限和耐久性的有效方法。文章介绍了复合材料渐进损伤分析的基本原理与方法、用于分层分析的内聚力模型及相应的强度判... 复合材料结构渐进损伤分析是获取复合材料结构极限承载能力、实现基于可靠性的结构定量设计、评估长寿命航天器损伤容限和耐久性的有效方法。文章介绍了复合材料渐进损伤分析的基本原理与方法、用于分层分析的内聚力模型及相应的强度判据和断裂判据,通过典型的用于表征损伤容限的开孔压缩算例,实现了复合材料层内失效和层间分层失效的渐进损伤分析,分析得到的破坏形貌和极限承载能力与试验值吻合良好。 展开更多

关键词 航天器结构 复合材料 渐进损伤 损伤容限

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航天器黏弹性约束阻尼结构频率响应分析方法 被引量：2

12

作者 钱志英 阮剑华 +1 位作者 张少辉 杨宝宁 《航天器工程》 2010年第6期46-51,共6页

黏弹性约束阻尼是对航天器结构进行振动响应抑制的重要方法,而频率响应分析是评估抑振效果的重要分析手段。文章阐述了利用有限元分析软件MSC/NASTRAN对黏弹性约束阻尼结构进行频率响应分析的方法,分析了各种方法的特点,并结合典型航天... 黏弹性约束阻尼是对航天器结构进行振动响应抑制的重要方法,而频率响应分析是评估抑振效果的重要分析手段。文章阐述了利用有限元分析软件MSC/NASTRAN对黏弹性约束阻尼结构进行频率响应分析的方法,分析了各种方法的特点,并结合典型航天器结构件给出具体分析算例,可为相关方法的工程应用提供借鉴。 展开更多

关键词 航天器结构 约束阻尼结构 黏弹性材料 频率响应 分析方法

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航天器高稳定结构的热控设计及验证 被引量：6

13

作者 童叶龙 李一凡 +3 位作者 赵欣 史海涛 林文竹 肖朋 《航天器工程》 CSCD 北大核心 2018年第3期61-66,共6页

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... 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。 展开更多

关键词 航天器高稳定结构 热设计 高导热石墨材料 隔热

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航天器高稳定结构热变形分析与试验验证方法研究 被引量：20

14

作者 刘国青 阮剑华 +1 位作者 罗文波 白刚 《航天器工程》 2014年第2期64-70,共7页

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... 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。 展开更多

关键词 航天器高稳定结构 热变形分析 微变形 热稳定试验 非接触测量 数字图像相关

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弹丸超高速撞击航天器典型防护结构数值仿真 被引量：2

15

作者 庞宝君 朱凼凼 +1 位作者 孙英超 贾斌 《应用力学学报》 CAS CSCD 北大核心 2010年第3期601-605,共5页

选用铝和火山岩两种材料的弹丸,对航天器典型Whipple防护结构进行超高速撞击数值仿真计算。结果表明在弹丸质量和速度相同的情况下,铝弹丸撞击航天器防护结构的损伤效应要远远大于火山岩弹丸撞击的损伤,这是由弹丸材料特性决定的。

关键词 铝 火山岩 弹丸超高速撞击 航天器防护结构 数值仿真

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金属结构航天器陨落过程三维瞬态传热有限元算法研究 被引量：7

16

作者 石卫波 孙海浩 +2 位作者 唐小伟 马强 李志辉 《计算力学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第2期219-225,共7页

构建金属桁架结构航天器陨落再入气动热环境有限元传热模型,是准确预测在轨服役期满大型航天器陨落再入解体过程温度分布的关键。本文采用四节点四面体单元对空间进行离散,依据泛函理论,将传热控制方程离散为代数方程组;利用有限单元法... 构建金属桁架结构航天器陨落再入气动热环境有限元传热模型,是准确预测在轨服役期满大型航天器陨落再入解体过程温度分布的关键。本文采用四节点四面体单元对空间进行离散,依据泛函理论,将传热控制方程离散为代数方程组;利用有限单元法总体合成得到具有对称正定、高度稀疏和非0元素分布的规则性刚度矩阵,发展一维变带宽压缩存贮技术,有效解决大型稀疏矩阵的数据存贮问题;为有效抑制求解过程出现的温度在时间和空间上的振荡问题,发展集中热容矩阵系数处理方法,将热容矩阵的同行或同列元素相加代替对角线元素,使非对角线元素化为0,构造求解三维瞬态温度场的两点向后差分格式、Crank-Nicolson格式和Galerkin格式。通过对正方体瞬态传热计算验证分析,在相同条件下,采用以上三种格式均可获得一致稳定的温度解,并得到与现有ANSYS有限元软件较为吻合的计算结果,验证了所建立三维瞬态传热有限元计算模型的准确可靠性。在此基础上,对铝合金低轨航天器薄壳结构进行了传热计算,给出了类天宫飞行器两舱体陨落飞行107.5 km～90 km不同高度的瞬态温度分布,为这类寿命末期航天器陨落再入解体预报提供理论支撑与可计算模型。 展开更多

关键词 金属桁架结构航天器 陨落再入 三维瞬态传热 有限元计算模型

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变结构航天器模糊神经网络滑模控制器设计 被引量：2

17

作者 王冉 周志成 +1 位作者 曲广吉 陈余军 《中国空间科学技术》 EI CSCD 北大核心 2020年第3期56-63,共8页

变结构航天器是目前航天领域的重要发展方向,航天器结构的变化将导致质量分布发生明显变化,这对航天器动力学建模和控制器设计都提出新的问题。针对这种情况,采用混合坐标法和拉格朗日方程建立了航天器刚柔耦合动力学模型,利用几种典型... 变结构航天器是目前航天领域的重要发展方向,航天器结构的变化将导致质量分布发生明显变化,这对航天器动力学建模和控制器设计都提出新的问题。针对这种情况,采用混合坐标法和拉格朗日方程建立了航天器刚柔耦合动力学模型,利用几种典型工况的参数近似得到变结构过程中动力学参数的变化规律。设计滑模控制器对航天器变结构过程进行姿态控制,为提高滑模控制器的适应性,设计模糊神经网络(FNN)自适应调节滑模控制器参数,并利用径向基函数(RBF)神经网络逼近动力学模型,得到控制力矩与姿态变化之间的近似关系,用于FNN的优化。通过仿真得到航天器变结构期间无控、滑模控制和模糊神经网络滑模控制的姿态变化,仿真结果对比验证了模糊神经网络滑模控制对于滑模控制的优势,证明了其在变结构航天器姿态控制方面的有效性。 展开更多

关键词 航天器控制 航天器动力学 变结构航天器 滑模控制 模糊神经网络

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大型航天器离轨再入气动融合结构变形失效解体落区数值预报与应用 被引量：7

18

作者 李志辉 彭傲平 +5 位作者 马强 石卫波 党雷宁 梁杰 蒋新宇 唐小伟 《载人航天》 CSCD 北大核心 2020年第4期403-417,共15页

准确可靠求解大型航天器服役期满离轨再入跨流域气动环境与金属(合金)桁架结构变形失效解体非线性力学行为,是解决航天器失联无控或受控再入坠毁飞行航迹落区数值预报软件研制的关键基础。在求解Boltzmann模型方程的气体动理论统一算法(... 准确可靠求解大型航天器服役期满离轨再入跨流域气动环境与金属(合金)桁架结构变形失效解体非线性力学行为,是解决航天器失联无控或受控再入坠毁飞行航迹落区数值预报软件研制的关键基础。在求解Boltzmann模型方程的气体动理论统一算法(GKUA)基础上,采用转动惯量描述气体分子自旋运动,利用分子总角动量守恒作为一个新的碰撞不变量,引入能量模式配分函数和非弹性碰撞松弛数,确立了描述复杂飞行器跨流域高超声速流动非平衡输运现象统一Boltzmann模型方程,构造了直接捕捉Boltzmann模型速度分布函数演化更新数值格式,提出了离散速度空间区域分解大规模并行计算策略与高效数据通信模型,建立了稳定运行数万CPU核求解大型航天器离轨再入跨流域气动力/热环境高性能并行算法。针对无控航天器非常规再入问题,提出瞬态热传导方程与材料热弹性动力学方程耦合数学模型,建立了强气动力热环境致结构变形热力响应有限元算法,发展了适于高超声速再入气动环境与结构热力耦合计算技术。通过对竖直平板、中空球体、类天宫飞行器高超声速流场计算与结构响应变形非线性力学行为一体化计算验证,证实统一算法大规模并行计算策略与热力响应变形有限元算法精度可靠性,建立了服役期满大型航天器离轨再入跨流域气动环境与结构热力耦合响应变形失效/解体飞行航迹一体化模拟平台,开展了该平台在类天舟一号货运飞船受控再入、天宫一号目标飞行器无控陨落、天宫二号空间实验室受控再入解体落区数值预报中的应用研究。 展开更多

关键词 非常规再入落区数值预报 板舱桁架结构大型航天器 跨流域空气动力学 BOLTZMANN模型方程 气体动理论统一算法 结构响应变形/毁坏有限元算法

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变结构航天器动力学特性在轨辨识方法综述 被引量：8

19

作者 黄龙飞 尚志 柳宁 《航天器工程》 北大核心 2015年第3期100-106,共7页

动力学特性在轨辨识是对大型变结构航天器精确控制的基础和关键。首先,分析了国外在动力学特性在轨辨识领域的工程应用。其次,从在轨运行过程对动力学特性的影响出发,对在轨辨识方法的工程适用性进行了分析和评述,并总结了开展制约航天... 动力学特性在轨辨识是对大型变结构航天器精确控制的基础和关键。首先,分析了国外在动力学特性在轨辨识领域的工程应用。其次,从在轨运行过程对动力学特性的影响出发,对在轨辨识方法的工程适用性进行了分析和评述,并总结了开展制约航天器动力学特性在轨辨识方法工程应用的条件。最后,对航天器质量特性和模态参数在轨辨识方法的应用进行了总结,可为动力学特性在轨辨识方法在我国未来大型变结构航天器中的应用提供参考。 展开更多

关键词 变结构航天器 动力学特性 在轨辨识

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基于多场耦合建模的航天器控制与仿真技术研究

20

作者 蔡陈生 朱庆华 +1 位作者 唐育聪 张彦权 《空间控制技术与应用》 CSCD 北大核心 2024年第5期84-91,共8页

为进一步提高空间多场耦合影响下复杂结构航天器的控制性能,研究热辐射环境下航天器精细化建模、控制与仿真技术.基于绝对节点坐标法,构建温度场和位移场相统一的薄板有限元单元,以避免不同物理场下网格不匹配引入的映射误差问题,在此... 为进一步提高空间多场耦合影响下复杂结构航天器的控制性能,研究热辐射环境下航天器精细化建模、控制与仿真技术.基于绝对节点坐标法,构建温度场和位移场相统一的薄板有限元单元,以避免不同物理场下网格不匹配引入的映射误差问题,在此基础上,考虑材料泊松比随温度的变化规律,建立位移与温度双向耦合的航天器刚-柔-热动力学模型,并针对性设计多频段扰动主动抑制的高阶控制算法,利用宽频测量与宏微结合的分布式作动控制方案,在数学仿真中实现转动惯量为104 kg·m^(2)量级的挠性航天器在姿态机动(8°/25 s)工况下控制稳定度优于5×10^(-6)(°)/s的指标.同时,基于三轴气浮运动模拟器、柔性载荷模拟器及热辐射环境模拟器构建了刚-柔-热耦合的姿态控制全物理试验平台,对系统模型仿真结果进行了标校,验证了基于有限元建模与控制一体化仿真的工程可行性. 展开更多

关键词 复杂结构航天器 多场耦合建模 绝对节点坐标法 高阶控制器 全物理试验

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