摘要：利用碳纤维复合材料具有比强度及比模量高等优点,针对中心承力筒式卫星主承力结构设计了一种主承力架和若干独立模块层单元组合的结构方案。通过复合材料层压板理论和截面设计理论,对主承力架进行了结构设计。该主承力架由碳纤维复合材料铺层成型,消除了层间耦合刚度;采用薄蒙皮+"几"字型筋+T型环筋的桁架结构和合理的工艺设计提高了主承力架的承载能力。对所设计的主承力架结构进行了数值仿真分析,结果表明主承力架强度和刚度均满足设计要求。最后,对主承力架进行了实验验证,结果显示,实验结果与仿真计算结果基本一致。与铝合金材料结构设计相比,采用碳纤维复合材料的主承力架结构的重量减少了30%以上,实现了飞行器主承力结构的轻量化。

摘要：随着损伤容限设计理念发展和轻量化要求提高,高强高韧钛合金逐渐成为航空装备关键主承力构件主要结构材料。激光增材制造制备钛合金大型主承力构件具有数字化、短周期、低成本等技术优势,特别是激光增材制造过程超常固态相变动力学条件为制备高强高韧钛合金提供了新的机会。本文根据航空主承力结构选材性能要求,对激光增材制造TC11钛合金静强度、疲劳和损伤容限特性进行测试与分析,在此基础上对其在航空主承力结构的应用前景进行分析。结果表明,激光增材制造TC11钛合金力学性能具有显著的高强高韧和低屈强比特征,其疲劳缺口敏感性和裂纹扩展速率低,性能分散性小,综合性能满足航空主承力结构选材要求。与目前航空主承力结构广泛应用的TC4-DT损伤容限型钛合金相比,激光增材制造TC11高强高韧钛合金损伤容限特性相当、疲劳性能有所改善、许用应力提高23%,结构具有进一步减重优势。激光增材制造TC11钛合金优异的强韧性匹配在提高结构许用应力的同时可避免大厚度结构发生脆性断裂,其低疲劳缺口敏感性和优异的疲劳裂纹扩展特性对于结构服役安全具有重要意义。

摘要：建立某12V型柴油机的有限元模型,进行整机振动频响计算,并结合AML方法建立该柴油机的声辐射预测模型。在此基础上,开展主承力结构不同设计参数方案下的内燃机整机振声响应计算,从而确定影响内燃机振声响应的主承力结构关键设计要素:主轴承座-盖宽度、机体箱体内侧板位置及机体箱体外侧板厚度,并对上述设计参数进行关于内燃机整机声功率级的响应面分析。通过响应面分析的结果,获得了该柴油机主承力结构的最优设计方案,对比优化前后整机声功率级值,主承力结构优化后整机声功率级值减小了1.87 d B(A),即优化后声功率比原始结构下声功率减小了1/3,优化效果显著。

摘要：针对某液体姿轨控动力系统主承力结构选用铝、镁合金等金属材料难以达到减重设计的目的,选用碳纤维双马来酰亚胺树脂复合材料加工制造该主承力结构,从而实现在满足结构强度和适应温度环境要求的前提下,达到非常好的减少质量效果,进而实现航天器轻质化设计、提高航天器运载能力、增大有效载荷的目的。根据主承力结构使用环境及功能要求,在完成复合材料的选用及结构设计后,对主承力结构进行了有限元仿真分析及静力试验,通过仿真计算、静力试验的迭代及优化改进,使得产品性能满足了技术要求。研究方法可为复合材料应用于类似主承力结构提供借鉴参考,并对该复合材料主承力结构在型号应用中遇到的技术难点进行总结,对复合材料的发展趋势进行展望。

摘要：针对以往小卫星振动试验中出现的频率漂移现象,分析了问题产生的原因,提出了解决改进措施,并对关键部位结构进行了优化设计,试验验证了改进措施的有效性。此项设计已经应用于后续多个在研卫星型号。

摘要：为提高飞行器结构生产装配效率,提出了全机零部件全数字量传递装配设计理念。运用数字量传递技术开展飞行器舱段互换性设计,并采用精细有限元仿真技术对结构装配细节承载性能进行分析,论证了数字量传递技术在主承力结构装配设计中的可行性。对采用数字量传递技术设计的飞行器舱段开展对接、静力及耐久振动工程试验,验证了数字量传递技术在飞行器全机零部件装配设计中的适用性,解决了飞行器大规模快速响应生产面临的装配技术瓶颈。

摘要：3D打印快速成型技术不断趋于成熟,其应用范围越来越广泛。碳化硅材料具有较高的弹性模量、比刚度及较好的稳定性等物理性质。为了使遥感相机主承力结构突破传统工艺和设计思路的限制,在提高轻量化程度的同时获得更好的力、热稳定性,使用碳化硅作为原材料,采用3D打印的制造方式研制主承力结构。首先介绍了碳化硅3D打印技术的优势和特点;之后,根据技术特点梳理了主承力结构的设计方法;然后依据设计方法开展了结构设计、仿真以及优化工作;最终,主承力结构外包络为400 mm×370 mm×430 mm,一阶频率为639.9 Hz,质量仅为4.2 kg,与传统方案相比减重41.6%,具有良好的力、热稳定性,满足使用要求。经过力学试验验证,符合设计预期。

摘要：为降低对地观测小卫星单机安装点加速度响应均方根值,提出了一种使加速度响应均方根值最小化的微小卫星主承力结构拓扑优化方法。首先对整星方案进行了有限元分析,分析显示整星Z向某些单机安装点的随机振动加速度响应均方根值过大。对系统进行了灵敏度分析,确定了卫星主承力结构底板是影响随机振动加速度响应均方根值大小的关键因素。以卫星单机安装点的加速度响应均方根值为目标函数,以体积作为优化的约束条件,应用连续体结构拓扑优化思想对卫星有限元模型进行拓扑优化设计,得到了一种单机安装点加速度响应均方根值满足指标要求的卫星主承力结构。最后,通过有限元分析与振动试验,证明了本文所设计的小卫星主承力结构力学性能参数均满足设计要求,其中整星的星敏感器、蓄电池、电源控制器等关键器件安装点的加速度响应均方根值相比优化前分别降低了23.3%、10.6%、11.3%,得到的结果验证了本文优化方法的有效性。

摘要：针对大型合成孔径雷达(SAR)载荷外挂的卫星载荷传力路径不直接、安装点载荷集中复杂的难点,提出一种"板筒式+加强梁组合式"主承力结构。国内首颗大型SAR载荷外挂的卫星——高分三号(GF-3)卫星,以板筒式结构为基础,通过在SAR载荷压紧安装点间布置贯穿星体的6根加强梁以及舱板布局设计,解决了SAR载荷无法直接安装于主承力构架带来的整星纵向频率偏低、载荷安装点应力集中等设计难题。

摘要：本文论述热固性复合材料固化制度的设计原则和基本方法,归纳长期积集累的经验、数据及国内外研究成果,列出相关的原材料热特性参数;重点讨论了厚壁复合材料结构固化过程中的温度滞后和过热的本质、危害及预防措施;同时介绍了三种固化制度模拟验证实验方法。