摘要：随着航空航天技术的发展,空间环境模拟的需求增多,太阳辐照模拟也备受关注。目前,较为成熟的太阳模拟器多为卧式太阳模拟器,其准直镜机构多采用拼接形式,而立式太阳模拟器具有节省空间的优势,其发展日趋成熟。根据太阳模拟器的总体要求,设计了一种应用于高辐照立式太阳模拟器的大口径俯视多维调节准直镜机构。根据高辐照、低背景工作环境特点,设计了多维可调节柔性吊装机构。为了提高系统的整体调试性能,采用单块整镜结构设计,降低了结构的复杂性。针对以上设计进行了计算及仿真分析,结果显示,柔性吊装机构可以有效平衡准直镜自身重力及环境温度造成的应力变形,最终满足太阳模拟器辐照度及辐照均匀性的使用需求。

摘要：为满足军用飞机座舱光照模拟需求、提高热流模拟的准确性,提出一种大功率辐照式热流模拟系统。该系统可以模拟不同高度下太阳光照环境,并可结合环境模拟舱的低温冷却及气压调节系统,在地面进行军用飞机在飞行过程中的结冰、除冰模拟仿真实验;还可以对驾驶员进行不同光照环境下的视觉负荷实验和视觉功效实验,模拟飞行过程中光照对飞行员的影响。通过设计仿真发现:热流模拟辐照系统辐照范围可达到1500 mm×3500 mm;在工作距离1000 mm内,最大辐射能量可达到1.89 sc(1 sc=1353 W/m2),辐照均匀性可达到±12.2%.对实际试验系统进行测量,最大辐照能量可达到1.80 sc,辐照均匀性可达到±13.3%,与仿真结果接近,验证了系统的准确性和可靠性。为满足军用飞机座舱常用需求,对单灯进行了低气压环境试验,试验结果表明:该系统单灯结构可满足低气压环境工作,后续可进一步开展热流模拟辐照系统整体的特殊环境试验,为军用飞机环境控制系统及环境模拟技术奠定基础。

摘要：本文分析了"新技术验证一号"卫星搭载的空间污染效应探测器的在轨探测数据。该探测器是利用镓铟磷太阳电池在空间污染环境下的性能变化情况来分析空间污染环境及效应,根据其探测原理,通过分析卫星下传的原始数据及修正后数据,结合地面标定试验得到的污染沉积量和镓铟磷电池性能变化之间的关系式,分析探测器一年的探测数据。结果表明:我国航天器用材料放气筛选控制有效,满足卫星全过程污染控制的要求,而在硅氧烷类污染物控制方面,尚有提升的空间。该研究结果可以为太阳电池防护设计提供参考,同时可以和地面分析数据进行比对,检验和修正地面污染控制措施。

摘要：为满足光纤光栅传感技术在高真空热环境下的应用,分析了丙烯酸酯和聚酰亚胺2种不同涂覆层单模紧套光纤作为传输光纤,在高真空热环境下对FBG峰值功率的影响,并进行了实验验证。首先,设计了高真空热环境下传输光纤等效模型;接着,设计了不同涂覆层光纤传输损耗特性影响实验方案,搭建了硬件在环检测平台;最后,进行了实验验证,探索了在高真空热环境条件下,不同涂覆层单模传输光纤随着温度、真空度变化对FBG反射谱功率峰值影响规律。实验结果表明:真空度从常压降至10-4Pa水平再恢复至常压,丙烯酸酯和聚酰亚胺2种不同涂覆层单模传输光纤温度从常温降至-196℃再恢复至常温,历经224 h,FBG反射谱功率峰值均不发生变化,为光纤传感技术在高真空(压力约为10-4Pa水平)、热环境(-196~25℃循环)中应用提供理论及实验依据。

摘要：为研究超静平台作动器的疲劳寿命特性,以其在轨执行巡天任务时的复杂工况分析为出发点,开展了典型工况下的超静平台物理试验,获取作动器实测载荷数据;采用有限元仿真模型进行疲劳损伤系数计算,根据“累积损伤-临界损伤”干涉模型进行累积损伤建模,推导了基于损伤系数外推的作动器概率疲劳寿命解析模型;利用最大损伤系数对应工况进行试验载荷谱设计,开展作动器疲劳寿命试验获取疲劳寿命分布,结合模型计算给出超静平台上不同损伤系数对应作动器的疲劳寿命评估结果。结果表明,运用建立的方法及模型,能够结合超静平台巡天任务工况,利用基于载荷谱编制的疲劳寿命试验结果,计算出平台上各作动器可靠度随在轨时间变化规律及概率疲劳寿命,可为超静平台作动器等一类在轨工况及载荷谱复杂、多样的空间运动机构提供一种真实有效的寿命评估技术途径。

摘要：为了对空间可重复锁紧装置在轨执行多次锁紧分离动作的任务可靠性进行评估,针对装置在轨受到航天器交会对接冲击和空间环境下性能退化综合作用的特点,建立了考虑冲击与退化相依竞争失效的可靠性评估模型。首先,以空间可重复锁紧装置的功能、结构及工作原理为出发点,结合在轨主要故障模式确定可靠性特征量。其次,同时考虑在轨承受极端冲击和累积冲击两种情况,构建冲击作用下的性能退化模型,并针对装置小子样、高可靠、长寿命特点,采用加速退化试验和贝叶斯方法进行模型参数估计。然后,基于冲击与退化过程的相依竞争失效理论,建立装置可靠性评估模型。最后,以某型号空间可重复锁紧装置为例,开展装置在轨冲击承载模拟试验及加速性能退化试验,同时融合相似产品历史试验数据,采用贝叶斯公式进行模型参数估计,得到装置可靠度函数曲线。研究结果表明,装置在轨运行25 a后仍能以0.973的高可靠度运行,评估结果符合工程实际;运用所提出的方法及模型,能够紧扣装置在轨任务工况,结合试验和研制数据综合进行可靠性评估,为在轨任务可靠性分析提供了有效的技术途径,为设计改进和使用策略制定提供了理论依据。

摘要：建立了考虑应力松弛效应的球头-锥面密封有限元模型,并采用这一模型获得螺母残余预紧应力及球头-锥面间接触应力随蠕变时间的变化规律.在此基础上,依据Roth提出的泄漏模型推导出考虑应力松弛效应下球头-锥面密封泄漏率的计算公式,并采用这一公式获得不同工况参数下考虑应力-松弛效应的球头-锥面密封泄漏率随蠕变时间的变化规律.本文在球头-锥面密封性能分析中实现了应力松弛效应影响的嵌入,这一研究不仅有助于球头-锥面密封性能分析技术在其工程分析设计中的实用化,也在一定程度上对球头-锥面密封性能研究理论体系和方法有所完善.

摘要：在众多空间碎片移除技术中,天基激光烧蚀驱动是一种高效的、有广阔应用前景的移除技术,特别是针对移除海量的、尺寸在1～10 cm的危险碎片而言,更是具有独特优势。然而,这一技术对高能激光器单脉冲能量、光束质量、发射镜口径等要求很高,目前的硬件水平还达不到实用指标要求,制约了其天基应用。为了克服这些硬件技术障碍,本文另辟蹊径,利用小卫星概念,提出了由不同轨道高度小卫星平台组成小卫星星座,通过在每个小卫星平台上的激光驱动接力来逐步降低碎片轨道高度,最终达到移除空间碎片的小卫星接力移除星座的构想。基于现有的激光器性能参数,根据激光烧蚀驱动碎片动力学模型计算了单个卫星平台的移除能力,结果显示,10 J单脉冲能量激光器和0.5 m直径发射镜,能够对20 km范围内、尺寸小于10 cm碎片进行有效驱动。进而,针对空间碎片密集度高而应用最广的800 km轨道高度区域,设计了由分布在不同轨道高度的30颗小卫星组成接力驱动移除星座系统方案,通过仿真模拟计算验证了星座系统的移除碎片的可行性。该研究利用目前热门的小卫星星座,降低了天基激光移除空间碎片技术对硬件的性能要求,为该技术的应用提供了新的思路和途径,所提出的小卫星接力驱动星座系统方案也有工程参考价值。

摘要：太阳模拟器能够较准确地模拟太阳辐照的准直性、均匀性和光谱特性,具有较高的空间外热流模拟精度。其主要用于航天器的热平衡试验、热涂层特性试验和材料老化试验,可以有效地检验卫星的光辐照性能,验证航天器的热设计。针对大中型太阳模拟器特性,设计一种积分器组件,可承受高温负荷,保证大中型太阳模拟器的均匀性及辐照度性能指标。介绍了太阳模拟器积分器组件原理,通过Lighttools、Flunet对积分器组件进行结构设计、热设计及仿真计算。设计结果表明,中型太阳模拟器辐照面可达到Ф2000mm,辐照度不均匀性可达到±4%。试验结构表明,系统辐照面可达到Ф2000mm,辐照度不均匀性可达到±3.75%,辐照度最高可达到1.39个太阳常数,能够满足大中型太阳模拟器使用。

摘要：为推动航天器以物理试验为主导的模式向以物理试验与虚拟试验深度融合的模式转型,针对航天器试验过程中存在的周期长、成本高与其他制造环节海量数据共享困难等问题,提出基于数字孪生和多智能体的智能试验体系架构设计方法。该方法首先建立包含物理空间、数字空间和数学空间的智能试验任务分析范式,基于数字孪生和多智能体的智能试验体系功能建模框架;然后针对智能试验全要素、全过程、全业务的应用背景,设计试验资源、试验过程和试验服务3类智能体的结构模型,并对试验运行机制和技术流程进行优化。以某航天器系统级正样热试验为例搭建了智能试验管控平台,对该方法的可行性和有效性进行验证。结果表明,智能试验管控平台的应用,使得产品试验设计与实施总周期缩短20%、产品试验与工装设计精度提高15%。