摘要：在严苛的服役环境与小型化结构设计需求的双重作用下,航天仪器设备所承受的载荷不断增加并愈加复杂,而焊点、引线等封装结构作为仪器设备的薄弱环节,一旦破坏往往会导致器件甚至设备功能丧失,为了提升仪器设备的环境适应性与可靠性,需要准确把握封装结构材料蠕变行为与损伤机理,完善钎料合金本构理论并提升材料蠕变性能预测精度,发展封装结构精细化仿真分析方法。本文梳理了钎料合金蠕变性能及其影响因素,回顾了非耦合型本构理论的发展历程与研究热点,分析了相关模型的预测能力,为深入理解钎料合金蠕变行为与性能预测奠定基础。

摘要：从航天装备面临的实战化考核、数字化建设和低成本控制等新形势与新要求出发,梳理了环境试验技术在航天装备试验鉴定中存在的实战化考核能力不足、全寿命周期环境效应考核不充分等技术难题,结合航天装备环境试验的国内外发展现状,系统分析了航天装备环境试验技术的未来发展趋势,试验环境综合化、试验设计一体化、试验手段数字化在提升航天装备环境试验水平、缩短装备试验周期、降低试验成本方面具有显著优势,也是航天装备环境试验未来发展的重要方向。

摘要：基于相似理论建立缩比模型试验相似准则,提出了火箭发动机喷流声场试验预示方法的流程。通过缩比模型系留点火试验,根据几何相似、喷流参数相似、发射环境相似来预示起飞噪声环境,在国内首次给出了运载火箭表面的噪声环境的空间相关特性,结果表明预测结果与遥测数据之差小于1.5 d B,校验了缩比模型方法的有效性。缩比模型方法对于我国新一代运载火箭的起飞噪声环境预示、噪声载荷设计、地面试验具有重要意义。

摘要：高超声速飞行器在巡航或再入过程中面临着严酷的气动力/热/噪声等复合环境,对热防护系统结构的完整性和耐久性提出了严峻挑战。热环境下的动特性是进行结构动态响应分析和优化设计的基础,本文对四周简支的飞行器热防护系统金属加筋壁板热动特性进行了分析,使用有限元软件NASTRAN建立分析模型,基于理论和有限元方法获得了壁板结构热屈曲临界温度,研究了热环境对固有振动频率和固有振型的影响,对比分析了均匀和非均匀温度场对结构模态的影响。结果表明,壁板结构在热环境下易发生屈曲,热模态分析中需考虑热屈曲、大位移变形等因素。同时证实热环境对壁板结构动特性影响较大,结构的固有振动频率随热环境下弹性模量的降低而减小,热应力对结构的固有振动频率和振型都有影响,当温度场分布改变时,固有振动频率的变化规律基本相同,固有振型则不同。

摘要：星箭分离过程中,火工品解锁,卫星受到严酷的爆炸冲击环境,强烈的高频冲击环境可能使卫星上的电子、光学和其它敏感设备产生破坏。为减少卫星分离过程中相互之间产生的冲击作用,可在卫星与适配器之间安装减冲击环;通过对减冲击环的高频缓冲机理进行研究,分析冲击波的传递路径,在此基础上针对卫星模型进行减冲击环设计。采用爆炸冲击模拟星箭分离冲击环境,对其缓冲效果进行了评估,拐点之后减冲击环能衰减10 dB以上的冲击响应。

摘要：吸声材料是火箭常用的降噪方法之一。针对高速火箭整流罩,采用三聚氰胺泡沫塑料吸声材料开展了被动控制内声场降噪方法的实验和数值研究。首先,建立了阻抗管的实验平台,实验测量了吸声材料在不同厚度和表面处理下的吸声系数。然后,基于该材料设计了多种火箭整流罩的内声场降噪的方案,采用统计能量数值仿真方法及混响室噪声环境实验,研究了吸声材料厚度、表面处理及布局方式对整流罩降噪性能影响规律。结果表明,采用吸声材料能够有效降低整流罩内声场噪声,总声压级隔声量最大达5.5 d B,厚度增加和表面处理在一定程度上能够增加隔声量。

摘要：随着航天事业的发展,航天电子产品使用环境变得越来越复杂苛刻,对焊点可靠性要求日益提高,因此,研究焊点材料服役环境下的本构关系对于分析焊点性能、准确预测焊点可靠性具有重要意义.本文分析锡铅钎料Sn63Pb37在-45~150℃温度范围内和10^(-5)~10^(-3)/s应变率范围内的粘塑性行为,在此基础上,建立了修正的Anand本构模型.通过构建材料参数与温度的函数关系,提升Anand本构模型在不同环境温度尤其是低温环境下对材料应力-应变关系的预测能力,为航天电子产品可靠性设计提供技术支撑.

摘要：测量裂纹的扩展过程对于揭示混凝土结构的破坏机理和评价其力学性能十分重要.本文提出了一种基于混凝土表面变形场的裂纹定位和宽度测量方法,首先基于多相机数字图像相关方法得到混凝土试件表面的高分辨变形场,发现开裂引起的位移梯度使裂纹附近的虚主应变场明显区别于未开裂处,且主应变场在裂纹法线方向近似高斯分布.借鉴在激光条纹中心线定位中广泛采用的Steger算法思想,提出了基于主应变场的裂纹定位方法,并将裂纹两侧位于法线上的面内位移向量做差沿裂纹法线方向上的投影为Ⅰ型裂纹宽度,沿裂纹切线方向上的投影为Ⅱ型裂纹宽度,最终得到了裂纹每一点的位置和宽度.利用高精度平移台设计了模拟裂纹扩展的实验,以验证Ⅰ型裂纹宽度的测量精度.实验结果表明:裂纹宽度的测量误差在0.010~0.017像素之间,与理论预测相符;测量误差的标准差在0.006~0.008像素之间,测量结果比较稳定.在同等分辨率下,本文方法的测量精度优于基于图像的裂纹测量方法.本文提出的方法可以全自动、实时地测量裂纹扩展,为混凝土实验提供了一种可靠、精确的全场裂纹测量手段.

摘要：高温复合材料壁板是高超声速飞行器热防护系统的重要组成部件,飞行中面临严酷的气动热、气动力、噪声等复合环境,严重影响结构的完整性和耐久性。基于自行研制的热噪声试验系统,选取典型C/SiC壁板结构为试验件,开展温度为200~600℃、噪声为156~165dB的热噪声动态响应试验研究,初步形成了高温复合材料壁板热噪声动态响应的试验方法。结果显示,热噪声环境导致试件加速度均方根值发生变化,加速度响应峰位置向高频偏移。上述结果可为热防护系统设计及抗噪声性能验证提供技术支撑。

摘要：高超声速飞行器热防护系统和热结构包含多种形式的复合材料薄壁结构,对巡航或再入飞行中的强噪声环境十分敏感和易发生失效破坏,严重威胁着飞行器结构的完整性和可靠性。为考核复合材料薄壁结构的耐噪声性能,基于高声强行波管噪声试验系统,选取厚度为1～3mm的C/SiC复合材料平板作为试验件,试验件四周采用螺栓进行固定安装。通过开展156～165dB噪声激励动态响应试验,获得了不同量级噪声作用下的动态响应变化规律。针对厚度为1mm的试验件开展了失效试验,在168dB噪声作用下,试验件发生了迅速破坏,采用红外无损检测设备对失效后的C/SiC复合材料平板进行检测,采用SEM对断面形貌进行观察,揭示出强噪声激励下的失效模式,可为高温复合材料结构优化设计和耐噪声失效性能评估提供技术支撑。