航天飞机轨道器石墨/聚酰亚胺机身襟翼验证段的分析、设计和研究

在航天飞机轨道器上使用先进的复合材料,可使其结构重量减轻,性能提高。石墨/聚酰亚胺(Gr/Pi)复合材料的结构允许温度高达600℉,使用这种材料,可使结构和热防护系统(TPS)总重量减轻20～30％。1975年,美国航宇局选定轨道器机身襟翼为先进航天运输系统复合材料(CASTS)计划的验证部件。从那时起,洛克威尔公司航天飞机轨道器分部就把先进复合材料结构研究的重点放在机身襟翼上。机身襟翼技术验证段(TDS)应用了 Gr/Pi 部件的设计、分析、材料工艺、制造和无损检验(NDE)等方面的成果。技术验证段模拟了一段在翼展方向包括三根翼肋,在翼弦方向自前凹口至后翼梁的轨道器复合材料机身襟翼。设计 TDS的目的是通过大型复杂全粘接蜂窝夹层结构的设计、生产和试验,评估 Gr/Pi 的技术水平。TDS 能成功地经受轨道器气动载荷和-160～600℉的温度极限,这种先进结构方案的可行性也得到了验证。本文给出了航天飞机轨道器先进的结构和防热系统方案,并着重论述了石墨/聚酰亚胺机身襟翼技术验证段的分析、设计和试验。     

使神号航天飞机防热系统概述

使神号航天飞机再入大气层的防热系统(TPS)对设计者是个新挑战。和美国的轨道器相比,使神号体积小、横向飞行距离大,相应地使工作温度升高,再入热过程时间延长。因此,防热系统的总重量比美国轨道器的要求更严格。另一方面,自提出轨道器方案以来,研制了许多新材料(即陶瓷复合材料),因而可能会出现更有效的TPS方案。在对使神号TPS系统进行的初步研究中曾考虑了多种可能的方案,其中包括外部被动TPS、热结构、主动TPS等。选择的方案最后缩简为三个基本方案,一些不同的或备用的方案仍在研究中: 1.陶瓷复合材料热结构:用于头部、前缘、尾翼和控制面。 2.外部绝热:陶瓷复合材料瓦表面涂以轻质绝缘层(或以刚性表面绝热层(瓦)作备用方案),用于高温下表面和部分上表面。 3.柔性表面绝热:用于较低温度的上表面。本文介绍了所研究方案的具体内容、优化方法和方案选择标准。     

改进的苏联第三架航天飞机

苏联第三架航天飞机轨道器比其前两架轻,并且可靠。对此轨道器的防热系统将进行重大改进,其重量减少了几百公斤,它的结构将更多地采用复合材料。     

修改贾维斯运载火箭方案

休斯飞机公司和波音航空公司已经修改贾维斯(Jarvis)运载火箭原来的设计方案,其目的是通过增加采用航天飞机现有部件的方法来减少研制经费和研制进度的风险。贾维斯运载火箭原来的设计方案是由两个液体推进剂助推级组成,它采用土星运载火箭上的发动机,航天飞机外贮箱的结构件以及航天飞机轨道器上的电子系统。     

航天飞机防热瓦的历史

关于轨道器可重复使用的陶瓷防热系统(TPS)延误了航天飞机第一次发射的事件,在一些科普性和技术性宇航出版物上已有许多报道。本文就这些问题进行阐述并作了分析。轨道器基本上是一种惯用的蒙皮-桁条铝壳飞行器结构。铝的性能规定了该结构的持续     

石墨/聚酰亚胺的发展前景及其在空间技术上的应用

石墨/聚酰亚胺复合材料是在七十年代后期研制出的一种新型树脂基耐高温复合材料,是由NASA兰利研究中心及其几家合同单位专为“先进空间运输系统工程”共同研制成的。它具有极为突出的热氧化稳定性(这一特性是目前正在采用的任何一种树脂基复合材料所不具备的)。并且还具有重量轻、机械性能高和加工性能好等全面优越的性能。目前还没有一种材料(无论是金属或非金属)能在这些重要性能指标上被全面评为优良,因此,石墨/聚酰亚胺已被认为是空间运输系统极为先进的复合材料,是航天飞机及运载火箭等空间结构的极有潜力的候选材料。     

重复运载器金属热防护系统的述评

金属热防护系统（TPS）是美国研制重复使用运载器（RLV）的关键技术之，与航天飞机轨道器的陶瓷防热瓦相比，该系统具有绝热有效、重量轻、方法简单，容易安装和替换等特点，本文介绍了这种防热系统的特点，结构，以及测试方法。     

大展弦比复合材料机翼结构优化设计剪裁

结构优化设计剪裁是减轻结构质量、提高设计品质和产品竞争力的重要手段。以某无人机复合材料机翼为例,采用复合材料结构优化设计系统COMPASS进行满应力设计,给出满足结构静强度约束条件(应力、应变)的结构件总体尺寸分布;在初步设计尺寸基础上,进行以结构质量最小为目标,以复合材料铺层厚度、铺层角度为设计变量的数学规划法优化设计,最终确定满足翼尖变形、自振频率、颤振速度、操纵效率等约束条件的结构件尺寸分布。结果表明,通过复合材料结构优化设计剪裁实现了对大展弦比复合材料机翼结构的静力、动力和气动弹性综合优化设计,有效缩短研制周期,提高了结构效率。     

航天飞机的新型铝锂合金外贮箱

航天飞机的新型铝锂合金外贮箱早在８０年代初设计自由号国际空间站时，就发现其重量超过了航天飞机的承载能力，因此需要减轻航天飞机的结构重量。ＮＡＳＡ采用马丁公司新研制的“Ｗｅｌｄａｌｉｔｅ”２１９５铝锂合金作为航天飞机外贮箱的材料。这种合金的成分中含有１...     

航天飞机轨道器用的分离螺栓

航天飞机是由原来一般空间飞行器发展而来的,这就要求相应地改进标准机械装置的设计。原计划在轨道器/747驮运飞机以及轨道器/外贮箱的分离机构中只采用一种分离螺栓。但后来在研制和分析过程中,又设计了两种不同的新结构。这两种结构技术要求为:连接承载能力大,具有一定的起爆余量和利落的分离面并具有自复位和螺栓体阻尼能力等。尤其使人感兴趣的是试验方法以及出问題的部位和缩尺寸模型的应用等。在计划的初期用缩尺寸模型来验证这些设计结构的可行性。航天飞机轨道器分离螺栓所采用的技术也可应用到其它机械结构中。     

航天飞机轨道器可重复使用表面隔热层的飞行性能

航天飞机轨道器头二次的飞行提供了防热系统(TPS)使用鉴定所需的初步数据。本文讨论了TPS可多次使用的表面隔热层(RSI)的性能。讨论是以RSI飞行后的检查和飞行测试仪表数据飞行后的判断为基础的。至今为止的飞行结果表明,RSI系统热和机械设计的要求是满足的或是超过的。     

导弹结构用的有机复合材料

本文介绍了用先进复合材料作为导弹第四级(末助推推进系统)主结构和辅助结构材料的一个初步设计方案,并根据通常采用的金属材料方案确立了复合材料方案的重量、成本及性能指标。结果表明,复合材料的导弹结构不仅能满足严格的系统设计要求和设计标准,而且能提高性能(由于减轻了重量)。导弹结构应用这种复合材料在成本上与金属材料相比也有竞争力。     

波音公司使用军用标准MOL-STD-1540A组件鉴定计划的经验

对惯性上面级的介绍惯性上面级(IUS)是空军和国家航宇局正在研制的航天运输系统中三个主要飞行器中的一个。航天飞机是一个能把有效载荷送入在926公里(575英里)以下的地球低轨道的载人轨道器。惯性上面级有几个上面级助推器,它把有效载荷送入的能力超过轨道器。航天器/     

运载火箭用的先进复合材料结构

先进复合材料按传统观念不能用于一次性运载火箭的主结构。固然,减轻重量对于运载火箭是很重要的,但是复合材料的优良性能还不具备足够的吸引力,还不能足以证明已作过的研制件和合格品的必要成本能替代现有金属材料的结构设计。现有的运载任务正促使运载火箭向其运载能力的极限推进,特别强调需要研制大推力的大型运载火箭,以便在合理的成本条件下保证进入太空。麦克唐纳·道格拉斯空间系统公司正积极为先进运载系统研完重量轻、成本低的复合材料结构,为现有的一次性使用的运载火箭,如德尔它、大力神、宇宙神等运载火箭,提供可行的工艺方案。     

宇航工业中的复合材料——目前应用与未来发展

1.目前应用宇航工业早已是推动研制高级材料的动力之一。“重量减轻”和与此有关的“成本节省”是关键词,大大地有助于金属诸如铝合金和钛合金的研制。复合材料因其比强度(σ/γ)和比刚度(E/γ)高,因而在减轻重量方面更有潜力。目前,有人认为玻璃纤维增强塑料达到最佳技术状态,并在飞机、导弹和卫星以及民用方面找到了各种应用。硼、碳和凯夫拉复合材料正作为结构材料而出现,看来具有很大的潜     

石墨/环氧复合材料的温、湿度效应

一、前言随着火箭、导弹和航天飞机等空间技术的发展,重量轻、强度高的各种复合材料大量使用在导弹弹头、壳体、仪器舱级间段和过渡段等结构部件上。尤其由连续石墨纤维作为复合材料加强剂的石墨/环氧复合材料具有卓越的机械性能,它将成为有机复合材料的主要品种。它不但可用于上述结构部件,还有可能成为卫星结构的主要材料:如卫星本体、支架、波导管、太阳能电池帆板、喇叭天线和大型抛物面天线等。这种高强度、高模量及低膨胀系数的     

航天飞机模态检验系统的研制和实施

在航天飞机两次飞行间的主要任务之一是检查轨道器子系统,如控制面、垂直尾翼和机翼等。目前,检验技术主要包括目检和X射线检验法,不仅费时而且没有要求的那样全面。以前的航天飞机部件和轨道器地面模态试验表明轨道器部件的故障可用标准模态试验法检验出来,于是美航宇局建成了一个专用的航天飞机模态检验系统(SMIS),用于子系统检验。本文介绍有关应用模态试验检测航天飞机部件故障、检测设施的详细情况和早期运用航天飞机模态检验系统研究潜在的轨道器振动问题等内容。     

石墨/聚酰亚胺成型工艺

由于石墨/聚酰亚胺复合材料具有极为突出的热氧化稳定性,以及重量轻、刚度高和加工性能良好等全面卓越的性能,它必将成为航天飞机和运载火箭等空间飞行器的先进结构材料。石墨/聚酰亚胺具有良好的工艺性,能利用现有的成型加工设备制得各种层压板、波纹加强板、帽状截面加强板、工型桁条加强板、蜂窝夹层板和短纤维模压件等各种基本构件,以及空间运输系统大型结构部件。但由于石墨/聚酰亚胺固化温度高,对加热均匀程度要求也高,因而它的成型加工比一般复合材料难度高,除短纤维模压件采用模压成型工艺外,其他各种构件:层压平板、各种类型加强板、大型结构部件等均采用真空袋热压固化成型工艺,因此本文着重介绍石墨/聚酰亚胺真空袋热压固化成型工艺。形状复杂的大型结构部件是由用真空袋成型法制得的基本构件,再利用粘接工艺进行二次粘接成型而制成的,因此本文还介绍了几种聚酰亚胺高温粘合剂及其工艺条件,     

航天飞机先进防热系统的飞行载荷试验

NASA艾姆斯研究中心在德赖登飞行研究中心对一些先进防热系统(TPS)进行了飞行气动载荷试验。所试验的两种柔性防热系统材料,可重复使用的表面隔热毡(FRSI)和先进的可重复使用的表面柔性隔热层(AFRSI),现已证明用于航天飞机轨道器上。本飞行试验的目的是在模拟的发射气动载荷下评价FRSI和AFRSI的性能,并且为将来先进的防热系统(TPS)飞行试验提供数据厍。在没有二次流的比较平的典型区域内流场中鉴定了五种防热系统的构型,防热系统材料放在飞机腹鳍的飞行试验台(FTF)上,飞行试验台装在F-104飞机的机身下面。本文描述了所采用的试验途径和试验技术,并且介绍了先进防热系统飞行试验的结果。在飞行试验中防热系统材料承受的气动载荷比设计发射气动载荷高40％。飞行试验后检查防热系统材料禾发现有破坏现象。     

航天飞机起飞动力学

航天飞机结构(轨道器、外贮箱和固体火箭助推器)对轨道器上的主发动机产生纵向配平的技术要求,这会导致发射前悬臂的弯曲模态。这种弯曲模态在航天飞机起飞时会产生横移、旋转和振动能量。这些能量大小在评估航天飞机起飞间隙时要加以考虑。本文还介绍了确定航天飞机起飞时初始运动的方程推导,并且也介绍了预计航天飞机起飞间隙所用的分析技术。