在轨建造中的关键力学问题

在轨建造是指在空间轨道或者地外天体上就地取材或者利用携带的材料、组件通过加工、组装形成航天器及其部组件的过程.由于无需经历发射段苛刻的力学环境,不受运载火箭整流罩空间的限制,因此,在轨建造能够有效降低航天器结构的重量,实现百米甚至千米级空间设施的建设.本文首先分析了在轨建造的技术优势和航天领域的工程需求.其次,分析了空间微重力、高真空和极端温度环境下加工过程中材料的受力和运动行为,以及对制件特性的影响;再次,分析了空间超大型结构在轨建造全过程的激励和扰动源、动力学分析与控制的力学问题;最后,梳理了面向在轨建造的空间大型结构设计的力学约束,给出多级空间桁架结构在轨建造的优化设计模型.     

中国载人航天空间环境监测系统的发展

 空间环境是航天器的运行环境,直接关系到航天员和航天器的安全。监测、研究和预报空间环境,是保障航天员、航天器安全的一项重要手段。国内外载人航天工程逐步开展了辐射剂量、带电粒子、轨道大气、等离子体、空间碎片等空间环境参数探测。结合中国载人航天工程发展历程和阶段,着重介绍了中国神舟飞船、目标飞行器的空间环境探测研究情况,提出了后续空间站空间环境探测研究的建议。     

航天器多层隔热组件薄膜受力均匀性

航天器在发射迅速泄压过程中，多层隔热组件的薄膜受力均匀与否是判断隔热组件是否失效的关键指标之一。在一定压差环境下，若每层隔热薄膜受力不均匀，则某一层薄膜会因承受较大流体压力而失效。该文以多层隔热组件受力均匀性指标展开研究，建立多层隔热组件三维切片模型，采用计算流体动力学(computational fluid dynamics, CFD)方法，分析了多层隔热组件在泄压过程中各级薄膜的受力情况；提出了薄膜压差系数，该系数是体现薄膜受力均匀性的关键指标；采用正交实验设计，分析了多项结构参数对薄膜压差系数的影响规律。结果表明：结构参数对薄膜压差系数的影响程度从大到小分别为薄膜孔直径、薄膜层数、错孔距离和薄膜厚度。该文提出了一种计算薄膜压差系数的数学解析方法，通过将该数学解析方法与CFD方法的计算结果进行对比分析，发现该方法更准确。该数学解析方法可用于快速计算多层隔热组件薄膜压差系数，为判断多层隔热组件薄膜在航天器发射过程中的受力均匀性提供依据，对避免多层隔热组件失效具有重要意义。     

航天飞行器金属结构的制造工艺及检验方法研究

我国航天技术通过半个世纪的发展,已经迈向了世界.人们已经意识到航天飞行器在航天技术中发挥了重要作用,并且对其进行了积极的研究.在空间开发中航天飞行器发挥了主要作用,其已经成为航天高技术研究的重点.在这样的情况下,对航天飞行器金属结构的制造工艺和检测方法的研究具有重要意义.该文主要分析了航天飞行器的工艺特点和发展,飞行器结构件的数控加工技术,飞行器结构强度可靠性检验.     

M/OD失效风险评估系统开发及标准校验

 论述了空间碎片失效风险评估在航天器设计中的重要性,给出了自主开发的空间碎片风险评估系统（MODRAS）总体框架及图形用户界面。MODRAS分为空间碎片风险评估和微流星体风险评估两大模块,每个模块又包括M/OD环境模型、航天器建模、碰撞概率分析、失效概率分析以及航天器防护结构设计等功能模块。除了环境模型模块外,其他各功能模块均为共享模块,即可同时应用于空间碎片风险评估与微流星体风险评估。针对机构间空间碎片协调委员会（IADC）指定的单位立方体、单位球体及简单航天器3种标准工况,将MODRAS分析结果与美国航空航天局的BUMPER系统、欧洲空间局的ESABASE系统、德国MDPANTO系统以及航天五院MODAOST系统等国内外同类软件分析结果进行比较。结果表明,在微流星体环境下,MODRAS与BUMPER程序失效数分析结果相差在4%以内;而在空间碎片环境下,失效数分析结果最大相差8%,校验了MODRAS的分析精度。此外,还给出了3种标准工况遭遇M/OD的表面失效数分布。     

在生态文明建设中增加公园的科普功能——以运城航天公园为例

对运城市航天公园从创建到发展进行了回顾,介绍了航天公园科技馆内的航天发展史料及各种火箭模型,结合航天公园向广大市民、中小学生进行航天科普教育的实践活动,阐明了航天公园对于运城市生态文明建设、提升市民及中小学生科普素质具有重要的意义。     

航天器姿态和振动的拉索控制模型

在工程中,航天器的姿态控制和柔性部件振动控制一般采用分开设计和分时段执行,这样增加了航天器的控制时间。该文采用拉索结构作为控制作动器,用模态叠加法对航天结构模型进行刚柔耦合建模,并用线性二次型最优控制方法设计一个控制算法,对航天器姿态及其柔性部件同时进行控制。仿真结果显示,航天结构在各种激励下产生的姿态漂移和柔性附件振动同时得到了快速稳定的抑制。针对拉索控制的特点,分析了拉索的支座反力对控制系统的影响。结果表明,在结构建模中如果不考虑支座反力,将会导致控制系统不稳定。     

大型空间柔性组合航天器动力学建模与控制

航天器在轨组装制造和在轨服务维护任务中,捕获航天器通过空间机械臂捕获目标航天器后,整个系统构成一个大型空间柔性组合航天器.本文首先建立了综合考虑机械臂关节、臂杆和航天器太阳翼等柔性部件振动影响的组合航天器动力学模型,采用非线性扭簧模型描述柔性关节,采用假设模态法和有限元法描述柔性臂杆和太阳翼,通过动量守恒和拉格朗日方法推导了柔性组合航天器的动力学方程.然后设计了柔性组合航天器轨迹跟踪与振动抑制复合控制系统,采用奇异摄动方法对组合航天器动力学模型进行了降阶分解,在快慢两种不同时间尺度内分别独立设计了控制器.最后通过数值仿真验证了建模和控制方法的有效性.仿真结果表明,本文所建动力学模型精确有效,能够准确反映柔性组合航天器的运动学和动力学特性;复合控制方法能够保证组合航天器在实现机械臂精确轨迹跟踪控制的同时有效抑制柔性部件振动,具有工程实用性.     

在轨航天器空间几何遮挡算法

航天器空间几何遮挡算法是空间碎片风险评估的关键环节,遮挡算法的正确性对评估精度影响显著.针对空间碎片碰撞风险评估中航天器几何遮挡问题,基于计算机图形学Robefls算法和Z缓冲器算法,建立了一种算法简单、精度高、通用性强的几何遮挡处理方法及算法实现.针对航天器结构比较复杂的特点,提出了先对航天器实现舱段分解,在消除被遮挡面后,再进行合并的遮挡处理原则,并建立了航天器结构空间几何遮挡理论模型及算法流程.采用该算法对IADC规定的简单航天器标准工况进行了遮挡处理分析,得出了遮挡处理后不同方向下航天器的暴露面积.结果表明.不同方向下的航天器暴露面积是不同的,遮挡处理后IADC规定的简单航天器最小暴露面积仅为原来的38.91%.最大也只有原来的55.27%.可见,在不同运行姿态下,航天器暴露面积差别很大,改变航天器飞行路线及运行姿态可有效减少空间碎片的碰撞风险.     

典型薄膜空间结构耦合动力学仿真分析

对典型薄膜空间结构运动过程进行动力学仿真,通过有限元仿真计算求解薄膜空间结构运动过程的动力学响应,分析结构展开过程的构型变化、应力分布情况;通过分析薄膜空间结构系统动能变化研究其运动过程及展开稳定性问题.利用非线性有限元软件SAMCEF Mecano对自碰撞、矩形展开和弹性气球充气扩展3种典型薄膜空间结构进行有限元建模,通过定义薄膜与薄膜的自接触、薄膜与柔性结构接触完成耦合状态下的数值仿真运算.仿真结果表明,运用SAMCEF Mecano可以实现薄膜空间结构典型运动方式的耦合动力学仿真分析;薄膜空间结构动力学特性受不同运动方式影响;薄膜结构展开速率越小其展开稳定性越好.      

钢筋混凝土空腹夹层板空间结构的工程应用与计算方法

文章在介绍钢筋混凝土空腹夹层板的理论研究方法与主要技术特点的基础上,针对目前理论研究成果由于缺乏通用程序在工程运用中的局限性,探讨了该板柱结构体系在工程实践中的实用算法。通过工程实例论述了采用TAT三维空间杆系有限元分析软件时的模型处理办法,并提出了在设计与施工中应注意的问题。理论分析与实践表明,空腹夹层板楼盖体系属板片空间结构范畴,具良好的力学特性、建筑功能效应及技术经济指标。     

微小间隙转动副的接触碰撞模型及离散算法

为研究航天可展结构展开及锁定的动态过程,针对航天工程中广泛应用的微小间隙转动副,提出了一个多点接触碰撞模型及其离散算法。该算法计入了运动副表面波纹、位置误差、轴弯曲变形以及粘滞微滑效应等实际因素。静态接触数值算例与试验结果较为符合。使用不同间隙量,对一端固定的含间隙转动副柔性杆受轴向冲击碰撞的过程进行了动力学仿真。计算结果表明:该模型能描述接触力和变形接近量的非线性关系与滞回特性,模型参数易于获得,便于在结构设计阶段数值仿真中使用。     

空间桁架结构动态特性的有限元分析

随着航天技术的发展,大型空间桁架结构在航天工程中得到了越来越广泛的应用。针对空间飞行器桁架结构,应用有限元方法对结构动态特性进行了研究,首先建立了桁架结构的有限元模型,进一步对桁架结构施加空间扰动激励,对桁架结构进行了结构动态特性仿真,详细地分析了空间扰动对桁架结构动态特性的影响。最后,分析了不同材料对桁架结构动态特性的影响。仿真分析结果可以准确地预测空间扰动对飞行器桁架结构动态特性的影响,有利于对飞行器结构进行振动控制,提高飞行器星载设备的精度和性能。     

工程结构的优化设计方法与应用

随着现有工程结构的日益大型化、复杂化、如何充分利用和完善现有的大型通用有限元法软件（如MSC/NASTRAN）的优化设计功能显得尤为重要，用MSC/PATRAN建立有限元模型，基于MSC/NASTRAN平台分别采用3种优化算法对经典算例，某卫星天线支撑架结构以及某舰船后桅结构进行了优化设计，采用的3种优化计算法分别为改进的可行方向法，序列线性规划法和序列二次规划法。结果表明，通过优化能够显著减轻一些结构部件重量，这对MSC/NASTRAN在实际大型工程结构优化设计方面的应用具有现实意义。     

基于室内办公环境的WSN信道衰落模型的分析

针对室内环境下无线传感器网络信道衰落的不确定性,提出一个基于室内环境的信道衰落模型。根据无线信道衰落模型的理论研究和无线传感器网络信道衰落测试系统在室、内外实验数据的分析,得到信道衰落模型的各个参数,确定无线传感器网络室内信道衰落模型。实验证明此衰落模型在实际网络的节点部署和节点定位中的作用优于其他无线信道衰落模型。     

温室结构刚度及空间作用的简化计算方法

对温室结构进行了简化，建立了考虑结构空间作用的计算模型。在此基础上，提出了一种考虑结构空间作用的温室结构抗侧刚度以及空间作用系数的理论公式，利用该理论计算公式可以有效地进行温室结构位移及内力的分析。     

多点激励下大跨隔震结构分析模型

基于多点地震激励下大跨隔震结构分析模型存在一定适用范围这一事实,通过理论研究和数值分析对此进行讨论,以指导其合理应用.首先探讨了加速度模型和位移模型中不可忽视的阻尼问题,并针对大跨隔震结构的结构形式和动力特征,通过严格的理论推导阐述了加速度模型和位移模型各自存在的误差和适用性;进一步指出位移模型在隔震结构中盲目应用会导致错误结果,需要加以修正;最后通过简单数值算例对2种模型以及修正模型的计算精度进行了分析.理论研究和数值分析验证了多点地震分析模型在大跨隔震结构应用中存在的问题.     

绳系释放时的航天器耦合动力学分析

本文研究了绳系释放对于航天器刚体姿态的影响.基于离散的系绳黏弹性模型,建立了航天器和系绳间刚-柔耦合的时变非线性动力学模型.以Kissel释放控制律为例,研究了系绳自由释放及受控释放时航天器姿态动力学问题,揭示了绳系释放对于航天器本体姿态的影响规律.结果表明,系绳自由释放末的冲击可致航天器旋转,而受控系绳释放使航天器产生绕其局部平衡位置的振荡.航天器初始姿态对绳系航天器的释放动力学具有显著影响.     

具有不对称结构的电晕放电模型的建立及应用

详细研究尖端电晕放电特征对深入探讨地闪连接过程(或称为闪击过程)以及先导发展和传播机制是极为重要的。在实际雷暴云下,地面尖端发生电晕放电时,通常均有风的存在(导致电晕扩散不对称),且地面通常具有多个尖端共存(电晕放电尖端的不对称性),在这些实际情况下,电晕离子在扩散过程中是很难对称分布的。然而由于现有的雷暴云下的电晕扩散模型多为一维模型或二维轴对称模型,对于不对称结构无法模拟,因此在模拟分析实际问题时具有一定的局限性。为了更好地模拟符合实际雷暴云环境下的电晕放电过程,建立了二维直角坐标系下的电晕放电模型。通过与实际观测和已有模式结果的对比,验证了本模式的模拟能力。并初步模拟了具有风或多针存在时的电晕放电过程,进一步证明了本模式的实际价值。