针对航天器一种常用的多道冗余O形轴向动密封摩擦阻力偏大的问题,对密封圈压缩率、金属配副表面摩擦因数、装配状态等因素进行仿真和试验研究。通过试验获得密封圈压缩率与摩擦阻力的关系;建立密封圈橡胶材料与轴孔摩擦仿真模型,通过分析获得O形密封圈与不同金属副动摩擦因数可能存在关系,并通过轴孔模拟试验验证仿真结果。通过密封圈磨损部位及应力分析,探究密封圈磨损原因。结果表明:摩擦阻力随密封圈压缩率的增大呈非线性增大趋势,且压缩率越大,摩擦阻力增幅越明显,因此降低密封圈压缩率可有效降低摩擦阻力;影响密封结构摩擦阻力的关键因素在于轴与密封圈之间的摩擦因数,通过在轴表面涂覆润滑膜层,可有效降低主轴摩擦因数,从而降低摩擦阻力。

研究了金属橡胶阻尼器的干摩擦阻尼性能,以及不同参数对金属橡胶阻尼器的阻尼特性的影响.实验表明,金属橡胶阻尼器的成型密度、安装后的相对变形量、构件的制作工艺等参数对阻尼器的阻尼性能有着不同程度的影响.在研究中,针对一定的基本参数得到了一系列优化参数.实验结果为金属橡胶材料在航空发动机管路支承中的应用提供了理论和实验依据.

采用航天器结构优化系统ESSOSⅡ（Engineering System of Structural Optimization for Spacecraft）,对某复杂卫星结构进行了以重量最轻为目标、以其中复合材料板件的铺层厚度为设计变量的优化设计,考虑发射（收拢）和在轨（展开）2种结构工况下的基频和应力等约束条件.基于2种结构工况下的有限元模型,采用二级多点逼近寻优算法进行优化求解,每一次优化迭代过程中均需对各结构工况模型作有限元分析.优化后结构重量比初始设计有明显降低,且满足收拢、展开结构工况中的所有约束条件,为卫星结构分系统的改进设计提供了依据,同时进一步验证了ESSOSⅡ系统的有效性.

本文借助solidThinking Inspire优化系统，对支架的传力路径进行优化分析，然后结合3D打印技术，采用高刚、高强的轻质栅格夹层壳结构，通过径向、轴向、周向的变厚度设计，达到结构承载比为4%的轻质高强结构，轻似鸿羽、固若磐石。

为探究稀薄流流域迎风凹腔的气动防热特性,采用直接模拟蒙特卡罗(DSMC)方法,对稀薄流流域中航天器鼻锥迎风凹腔气动力与气动热性能进行了研究。得到了鼻锥外壁面、凹腔侧壁面以及凹腔底面的热流密度分布情况,分析了不同凹腔深宽比对鼻锥冷却效率以及凹腔腔体内气体参数的影响。以深宽比为1的凹腔为基准,研究了凹腔唇口钝化半径对航天器气动热与气动力的影响。数值结果表明,稀薄流流域中迎风凹腔能够使鼻锥外壁面的热流密度下降7%左右;当凹腔深宽比达到1之后,凹腔侧壁面热流变化趋于一致,热流密度最低点的轴向位置不随深宽比改变,且凹腔底部热流很小,仅为L/D=0.5算例的28.66%;凹腔近底部气体均由稀薄流转化为连续流,凹腔内气体压力不断振荡;唇口钝化没有明显优势,虽然可以降低鼻锥峰值热流,但是会带来严重的气动力性能下降。

为快速精确地求解气动辅助变轨问题,提出一种基于无损卡尔曼滤波(UKF)参数估计的数值求解方法。首先,针对气动辅助变轨问题,利用极大值原理将其转化为对应的两点边值问题;然后,以协态变量的初值作为估计参数,以末端条件为期望观测值,将该两点边值问题转化为参数估计问题,并应用UKF滤波算法求解。该算法基于估计理论,避免了计算传统数值方法所需要的梯度矩阵,同时克服了猜测协态变量初值的困难,降低了求解气动辅助变轨问题的难度。数值仿真表明,该算法结构简单,求解效率高,具有良好的鲁棒性。

密封是保证航天器发射、运行可靠性及寿命的关键环节之一,随着月球及深空探测技术的发展,迫切需要解决在极高真空环境下设备的密封技术。本文介绍了航天飞行器中针对流体泄漏问题使用的管阀特高压密封技术的密封原理,针对现有管阀特高压密封关键技术在使用过程中存在的问题进行讨论,力求为航天管阀特高压密封技术的发展提供新思路、新方法。

在各类阀门产品中,关键的零件之一是阀体,受到气密性特性的影响,阀体的尺寸精度很高,密封结构复杂、制作难度大、检测难度高、对光洁度的要求也很高,无法大批量的生产,也不能满足快速交付的要求。但阀体密封结构在航天器中是不容忽视的,本文以此讨论它的加工工艺、对相关的检测工艺进行研究,针对阀体密封结构加工质量不高、检测工艺遇到瓶颈等问题给出建议,以此保证产品的稳定、提升产品研发能力和研制效率。

为了解决传统模式下航天器手工装配过程中,产品装配信息、产品间装配关系、紧固件等信息获取效率低下的问题,以设计三维模型和模型补充表格为输入,并在对航天器产品进行分类、定义的基础上,通过解析设计三维模型中不同产品的装配关系和属性,以产品类型匹配原则、装配约束原则和几何关系原则为标准自动构建出了面向航天器总体装配的工艺数字样机,从而实现在三维模型中能够自动化展示航天器总体装配信息,最后结合工程实践,验证了所提方法的有效性。

针对天地往返航天器舱门需要重复开启与关闭的实际需求及传统火工分离装置只能单次解锁且伴随大冲击与振动的缺点,提出一种曲柄-摇杆四杆舱门重复锁紧机构。该机构基于平面四杆机构的死点区域来实现对舱门的可靠锁定,具有承载能力大、锁紧及解锁过程冲击微小、结构简单、重量轻及性能可靠等优点。为了更好地利用该机构的死点特性完成舱门的可靠锁紧,对机构的死点特性进行建模分析,给出使机构自锁的死点区域。对锁紧机构进行参数化建模,建立机构的参数化优化目标函数,利用MATLAB对进行机构优化设计并得到最优结构参数。仿真结果表明所提的锁紧机构可将舱门可靠地锁紧且经过优化后的锁紧机构所需的驱动力矩显著降低,具有较高的驱动效率。