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航天器结构与机构.ppt

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南京航空航天大学 航天学院 第5章 航天器结构与机构 余萌
南京航空航天大学 航天学院 2 内容大纲  5.1 概述  5.2 航天器载荷  5.3 航天器结构与机构材料  5.4 航天器结构与机构研制流程  5.5 航天器结构设计与分析及试验验证  5.6 航天器机构设计与分析及试验验证  5.7 航天器结构与机构举例——太阳翼  5.8 航天器结构与机构的发展趋势
南京航空航天大学 航天学院 3 5.1 概述 5.1.1航天器结构与机构的定义 (1) 航天器结构的定义  简单的说，航天器结构是为航天器提供总体构型，为航 天器上设备提供支撑，并承受和传递载荷的零部件的总 称。这些结构零部件形成了航天器的整个骨架，它一般 称为航天器的结构分系统。另外，近代航天器大多具有 在空间伸展在航天器本体之外的部件，它们一般可称为 附件，较典型的例子是太阳翼。
南京航空航天大学 航天学院 4  但应该指出，不仅结构分系统的零部件是结构，在航天 器其他分系统和有效载荷中也有自身的结构，例如，航 天器其他分系统中的各种设备也包括自身的外壳结构和 有关机械零部件，这些结构应该与结构分系统具有相同 或相似的设计要求和设计方法。 5.1 概述
南京航空航天大学 航天学院 5 前言预热 航天器携带的燃料越多 能搭载的载荷就越多？ 齐奥尔科夫斯基公式：
南京航空航天大学 航天学院 6 前言预热 初期的卫星：形状为何是球状？ 东方红卫星 Sputnik
南京航空航天大学 航天学院 7 前言预热 Cubset 结构，空间利用率
南京航空航天大学 航天学院 8 典型案例（ISS-国际空间站）
南京航空航天大学 航天学院 9 典型案例（ISS-国际空间站）
南京航空航天大学 航天学院 10 Final configuration of Mir, with docked Space Shuttle
南京航空航天大学 航天学院 11
南京航空航天大学 航天学院 12 前言预热 Hubble望远镜，为何长条形结构？
南京航空航天大学 航天学院 13 前言预热 未来的航天器 提高功能性； 提高寿命； 更远、更智能。
南京航空航天大学 航天学院 14 (2) 航天器机构的定义  简单是说，航天器机构是使航天器或其某个部分完成规 定动作，并且使它们处于要求的工作状态或工作位置的 机械组件。  一般说，航天器机构至少由一个运动部件和一个动力源 组成。运动部件用于实现特定的动作，其形式根据机构 的具体功能来确定，动力源用于使上述运动部件产生运 动，如电机、火工装置、压力气源、弹簧或自旋卫星的 离心力等。多数机构还包括某种形式的反馈装置，用于 提供位置、速度、力或力矩等反馈信息。
南京航空航天大学 航天学院 15  由于航天器的功能不断增多，需要采取各种机构来完成 航天器的多种任务，机构已经成为现代航天器中必不可 少的重要组成部分。航天器机构与航天器结构同属于机 械产品，因此一般把航天器结构分系统扩大成航天器结 构与机构分系统（Structure and Mechanism Subsystem SMS），或称为航天器机械分系统。
南京航空航天大学 航天学院 16  但应该指出，在航天器其他分系统中也包括许多机构， 如消旋机构，飞轮，热控百叶窗等。另外，随着载人航 天和月球探测技术的发展，各种新型机构不断出现。  目前尚不能明确的界定航天器结构与机构分系统中所属 的机构范围，但大致可以认为是指与航天器结构关系较 密切的机构，或者基本上独立于其他分系统的机构。本 章主要讨论航天器结构与机构分系统中结构与机构的设 计问题，但有关内容也可供其他分系统中结构与机构设 计时参考。
南京航空航天大学 航天学院 17 5.1.2 航天器结构与机构的主要功能 5.1.2.1 航天器结构的主要功能  对于整个航天器结构分系统来说，其主要功能可以有： （1）承受载荷。 （2）安装设备。 （3）提供构型。 （4）其他特殊功能。
南京航空航天大学 航天学院 18  （1）承受载荷。承受载荷为航天器结构的最主要功能 ，包括承受作用在航天器上的各种静态和动态载荷。具 体的说可以包括：①保证在各种载荷作用下结构不产生 材料强度破坏或者结构失稳破坏；②满足运载火箭对航 天器基频（最低的固有频率）的要求，以避免发射时产 生过大的动力耦合载荷；③保证在载荷作用下结构不产 生不容许的变形。总之，航天器结构应具有一定的强度 和刚度，以保证航天器的正常工作。
南京航空航天大学 航天学院 19  问题：  强度是值的什么？  刚度是值得什么？ Stiffness Strength
南京航空航天大学 航天学院 20  （2）安装设备。航天器的结构应为各分系统的设备提 供安装空间和位置、安装界面和接口，以及具体的安装 方式和连接件。具体的说可以包括： ①提供安装所需的连接强度和刚度，使得所安装设备的载 荷不超过容许范围； ②保证安装精度，使得所安装设备达到所需的位置精度要 求； ③提供和改善设备对空间环境的防护能力。
南京航空航天大学 航天学院 21  （3）提供构型。航天器的整体结构形式基本上确定了 整个航天器的构型，反过来说，航天器的构型基本上确 定了航天器的结构形式，因此这两者是密切相关的，具 体的说可以包括：①为航天器提供基本骨架构造；②为 航天器提供基本外部形状和尺寸大小；③为航天器提供 各种接口关系和连接形式，如与运载火箭的连接，与展 开附件的连接，与地面操作设备的连接等。
南京航空航天大学 航天学院 22  （4）其他特殊功能。对于有些特定的航天器，如需要 返回地面的航天器，还可能具有其他特殊的功能。例如 :①密封，保证在空间和返回地面时舱内设备或航天员 的正常工作和安全；②防热，防止返回地面时大气中高 温的影响。  以上各功能是针对整个航天器结构分系统而言，对于航 天器分系统中的各种结构零部件，根据其具体要求可以 具有上述一个或几个功能。一般说，承受载荷是所有结 构均需要具有的功能。
南京航空航天大学 航天学院 23  问题：对于返回式航天器，为了防止进入大气层后机体 过热， 如何应对? 材料？ 构型？
南京航空航天大学 航天学院 24 5.1.2.2 航天器机构的主要功能  在航天器机构产生运动的总功能的前提下，由于各种机 构需要完成的任务不同，还具体不同的具体功能。随着 航天技术的发展，特别是随着载人航天和月球探测技术 的发展，航天器机构的功能正在不断变化和扩大，目前 对航天器机构具体功能的理解还没有航天器结构那样明 确和全面。对于航天器结构与机构分系统中的航天器机 构，其具体功能至少可以有以下几种：
南京航空航天大学 航天学院 25  （1）连接。连接是指形成和保持航天器各部分之间、 航天器与运载火箭之间、或两个航天器之间的连接状态 。由于有时采取压紧方式把这两者压在一起，因此有时 也可以把连接称为压紧。另外，对于实现两个航天器在 空间的连接，一般称为对接。 连接是为了保证所有需要产生运动的部分能够承受载 荷，不产生非正常运动和不造成过大变形或损坏。应指 出的是，这里的连接方式与结构的永久性连接方式不同 ，它仅是一种暂时性的连接。
南京航空航天大学 航天学院 26  （1）连接。连接是指形成和保持航天器各部分之间、 航天器与运载火箭之间、或两个航天器之间的连接状态 。由于有时采取压紧方式把这两者压在一起，因此有时 也可以把连接称为压紧。另外，对于实现两个航天器在 空间的连接，一般称为对接。
南京航空航天大学 航天学院 27  （2）释放。释放是指解除航天器各部分之间、航天器 与运载火箭之间、或两个航天器之间的连接状态。释放 为实现运动提供准备条件，释放有时也可称为解锁。  （3）展开。展开是指改变航天器上附件或设备的相对 位置或自身形状，但附件或设备仍与航天器本体保持各 种形式的联系，显然，为了实现展开功能，必须先完成 释放功能。
南京航空航天大学 航天学院 28 太阳帆航天器
南京航空航天大学 航天学院 29  由于受到运载火箭或航天器舱段容积的限制，或者由于 飞行任务的需要，有些附件或设备需要在空间进行展开 来改变其位置或形状。  收拢是与展开相反的功能，收拢与展开具有既对立又统 一的关系，没有收拢就没有展开，反之亦然，因此展开 功能中必然包含收拢功能。
南京航空航天大学 航天学院 30  （4）分离。分离是指使航天器各部分之间、航天器与 运载火箭之间、或两个航天器之间相互脱开的过程。与 上述展开功能不同，两个被分离部分在分离之后已没有 任何联系。同样，为了实现分离功能，必须先完成释放 功能。
南京航空航天大学 航天学院 31  （5）指向。指向是指按规定的速率和时间驱动相关部 分，使它指向规定的目标或处于规定的方位，其运动可 以连续的或间歇的进行。上述释放、展开和分离功能完 成的时间较短，而指向功能一般要在空间轨道运行中长 期产生作用。指向功能主要用于一些有定向要求的活动 部件或附件，例如对日定向的太阳翼、对规定目标跟踪 的天线等。
南京航空航天大学 航天学院 32  （6）缓冲。在航天器着陆、在轨对接或大型部件在展 开过程中，航天器或其部件由相对运动变为相对静止。 在此过程中航天器及其设备往往会受到较大的冲击载荷 ，可能受到损伤甚至导致功能失效。为此需要采用相应 的缓冲措施来吸收冲击能量，保证航天器及其设备的安 全。
南京航空航天大学 航天学院 33  （7）承载。航天器机构的大部分零部件也是一种机械 件，因此与航天器结构相似，也具有一定程度的承载功 能。例如航天器与运载火箭之间的分离机构需要承受发 射载荷；展开机构或指向机构在空间运动时需要承受温 度交变环境下的热载荷等。
南京航空航天大学 航天学院 34 5.1.3 航天器结构与机构的主要类型 5.1.3.1 航天器结构的主要类型  （1）按照结构的形状。按照航天器结构零部件的形状 可以分为杆系结构、板结构和壳结构。杆系结构是由一 维形状的杆件和相关的杆接头组成的结构。板结构是二 维的平板形状结构，壳结构是二维的旋转壳或其他曲面 形状结构。
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南京航空航天大学 航天学院 36  （2）按照传递载荷的作用大小。按照结构在传递载荷 中的作用可以把结构分为主结构和次结构：主结构与运 载火箭对接，把载荷从运载火箭传递到航天器，构成主 要的传力路径；次结构是与主结构相连接的各种结构， 用于支撑航天器上设备和保持航天器的外形，由此构成 航天器的整体结构。次结构也包括附件结构。也可将航 天器结构分为三级，第一、二级与上述主次结构基本对 应，第三级结构为电缆、管线等系统支架及电子设备本 身的结构。
南京航空航天大学 航天学院 37  （3）按照结构的功能。可以按照上述结构功能分为承 载结构、密封结构和防热结构。但在多数情况下，结构 的功能是多重的，例如密封结构也具有承载功能。  （4）按照组成结构的材料。航天器结构中主要采用两 类材料：金属材料和复合材料。由于两类材料有许多不 同特性，因此可以把结构分为金属结构和复合材料结构 。
南京航空航天大学 航天学院 38 5.1.3.2 航天器机构的主要类型  由于航天器机构种类繁多，功能不一，因此目前很难对 航天器机构进行明确的分类。一般说，可以根据航天器 机构工作的时间特点把它们分为两类：即一次性工作机 构和长期工作机构。
南京航空航天大学 航天学院 39  一次性工作机构是指仅需要工作一次的机构。通常用于 改变航天器的构型，这些构型改变可以很大，如航天器 与运载火箭之间分离或航天器各舱段之间的分离；可以 较大，如航天器上太阳翼的展开机构；也可以很小，如 依靠自旋卫星离心力展开的鞭状天线。属于一次性机构 的有各种释放机构、分离机构、展开机构、缓冲机构等 。
南京航空航天大学 航天学院 40  长期工作机构是指在空间轨道上需要长期工作的机构， 根据工作状态不同，长期工作机构还可以分为连续工作 机构和间歇工作机构。长期工作机构一般需要较复杂的 机电装置，并且要求保持长寿命，因此在设计和制造上 比一次性机构难度大。属于长期工作机构的有天线指向 机构、光学系统指向机构、太阳翼对日定向机构、空间 对接机构、舱门机构、空间机器人机构等。
南京航空航天大学 航天学院 41 由于目前严格分类的困难，以下仅根据航天器机构的 不同具体功能，列举几种比较常见的机构类型。  （1）压紧与释放机构。它是实现上述连接功能和释放 功能的机构。压紧作用的实现一般依靠某种机械连接件 ，如螺栓，螺杆，卡销、弹性张力带、张紧绳等，释放 作用的实现依靠某种专用的释放装置，包括各种火工装 置（如爆炸螺栓，切割器，拔销器，火工锁等）或非火 工装置。太阳翼的压紧与释放机构是一个比较典型的例 子。
南京航空航天大学 航天学院 42 爆炸螺栓
南京航空航天大学 航天学院 43  （2）展开机构。展开机构是实现上述展开功能的机构 。展开机构中的动力源可以采用弹簧，电机或利用材料 的弹性储能。展开机构中的展开装置种类很多，包括各 种铰接展开装置和线性展开装置。太阳翼采用的铰链机 构是一个较典型的铰接展开机构之例。线性展开装置可 以采取多种方式，如管状杆，望远镜式杆，盘绕柱杆， 铰接柱杆等。管状杆和盘绕柱杆均是利用材料的弹性储 能作为展开动力。
南京航空航天大学 航天学院 44  （3）连接与分离机构。它是可以实现上述连接，释放 和分离功能的机构。其中实现连接和释放功能的装置可 采用适当的释放装置；实现分离功能的装置可采用弹簧 ，火工装置或分离火箭等分离装置。  与压紧与释放机构不同，在连接与分离机构中，往往由 同一种装置来实现连接和释放功能（如爆炸螺栓），甚 至由同一装置实现连接，释放和分离功能（如某些火工 锁）。
南京航空航天大学 航天学院 45 1. 压紧（卫星在发射前将太阳帆压紧，节约空间） 2. 分离（卫星和运载火箭分离，进行入轨） 3. 释放（卫星释放太阳帆，或展开天线） 4. 展开（面展开的卫星太阳帆，抛物面天线阵列） 5. 驱动（卫星驱动太阳帆指向太阳） 6. 连接（卫星与国际空间站交会对接）
南京航空航天大学 航天学院 46  （4）跟踪指向机构。跟踪指向机构可以间歇工作或连 续工作。间歇工作机构在航天器整个寿命期内间歇的工 作，如天线指向机构，光学系统指向机构，可伸缩太阳 翼等。连续工作机构在航天器整个寿命期内一直工作， 基本上连续驱动相关部件转动，如为了使太阳电池对日 定向的太阳翼驱动机构。 Habor望远镜长期姿态保持的凝视
南京航空航天大学 航天学院 47  （5）缓冲机构。缓冲机构主要用于航天器着陆及部件 展开时的冲击缓冲。根据其在各方向的缓冲能力不同， 可以分为一维缓冲机构和多维缓冲机构，前者如“神州 号”飞船航天员座椅缓冲机构，后者如阿波罗载人登月 舱的着陆缓冲机构。根据其缓冲方法的不同，可以采用 液压阻尼缓冲装置，金属变形缓冲装置，电磁阻尼缓冲 装置，磁流变液缓冲装置，弹簧缓冲装置，摩擦缓冲装 置等。
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南京航空航天大学 航天学院 50 经典案例：火星着陆任务
南京航空航天大学 航天学院 51  （6）舱门机构。舱门机构是载人航天器密封舱中采用 的典型机构，它用于舱门的开启，关闭和锁紧。舱门机 构有多种形式，根据开启的动力不同，可以分为手动舱 门机构和电动舱门机构。对于手动舱门机构，它依靠手 轮来关闭（开启）舱门，手轮通过由行星齿轮与连杆组 成的传动机构，沿密封舱的门框周边压紧（松开）舱门 。
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南京航空航天大学 航天学院 53  （7）对接机构。对接机构是用来实现两个航天器之间 空间对接与分离的复杂机构。对接机构包括成对的两个 对接机构，其中一个为参与从捕获、对接到分离的所有 作业的主动对接机构；另外一个为只参与对接与分离的 被动对接机构。对接机构可以实现伸缩杆伸出，初始偏 差补偿，缓冲，捕获，校正，收缩拉紧，航天器对接框 刚性密封连接或解锁，航天器分离等一系列动作。
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南京航空航天大学 航天学院 55 5.2 航天器载荷  如上所述，承受载荷是航天器结构的最主要功能。载荷 是航天器结构设计的最主要依据。也是整个航天器设计 的重要依据之一，因此需要专门的加以说明。 5.2.1 载荷的性质  这里的载荷是一个广义的概念，可以指力，力矩，压力 ，应力，应变，位移以及加速度（可以造成惯性力）等 ，甚至可以指热和温度（可以引起热载荷）。
南京航空航天大学 航天学院 56 5.2.1.1 静载荷  静载荷或称静态载荷，通常是指随时间不变的载荷，或 者其作用时间或变化时间要比结构的固有弹性振荡周期 长的多的载荷，因此也可称为稳态载荷。例如，航天器 在地面制造，操作，贮存中承受的载荷，发射过程中纵 向和横向加速度惯性力，轨道飞行中航天器温度变化引 起的载荷，返回再入时的气动加热，气动外压等引起的 载荷，等等。
南京航空航天大学 航天学院 57 5.2.1.2 动载荷  动载荷或称动态载荷，是指随时间变化较快的载荷。动 载荷的性质比较复杂，航天器上遇到的主要动载荷有：  （1）周期振动载荷。大小随时间做周期性重复变化的 载荷，常见的典型情形为正弦振动载荷。航天器上的周 期振动载荷一般为低频周期振动载荷。  （2）瞬态振动载荷。随时间迅速衰减的载荷。低频的 瞬态载荷往往表现为一个因受到阻尼而迅速衰减的周期 振动载荷。
南京航空航天大学 航天学院 58  （3）冲击载荷。载荷随时间发生急剧变化的载荷，其 持续时间极短（与固有弹性振荡周期相比），频率范围 很宽。在航天器中的冲击载荷形式主要为复杂冲击载荷 ，也称为高频瞬态振动载荷。  （4）随机振动载荷。振动载荷可以分为确定性振动载 荷和随机振动载荷两类。上述几种载荷均属确定性振动 载荷，而随机振动载荷的振动状态无法用确定的时间函 数来描述，随机振动具有统计意义上的规律性。随机振 动虽然不能在时域范围上表示，但可以在频域范围上来 表征。根据随机振动的频域范围的大小，也可以把随机 振动分为高频随机振动和低频随机振动。
南京航空航天大学 航天学院 59 5.2.2 载荷的来源  根据载荷的不同来源，可以把航天器所承受的载荷分为 两类：①内在载荷，指航天器内部固有的载荷。他们一 般与航天器的外界环境条件无关，并且主要为静载荷形 式；②外部载荷，指由航天器的环境条件引起的载荷， 环境条件包括地面环境，发射环境，空间环境或返回地 面的环境，其中发射环境引起的载荷最严重和最复杂。
南京航空航天大学 航天学院 60 5.2.4 力学环境试验的载荷条件  在载荷确定以后，除了需要进行在载荷条件下的结构分 析之外，一般说需要对主要结构或整个航天器进行各种 载荷下的试验，这些试验称为力学环境试验，包括静力 试验，正弦振动试验，随机振动试验，噪声试验和冲击 试验等，因此需要确定相应试验中的载荷条件。
南京航空航天大学 航天学院 61 5.3 航天器结构与机构材料  材料是制造航天器的基础。对于航天器结构与机构的机 械产品，材料的作用尤其重要，因为材料的性能在很大 程度上可以决定结构与机构的性能，因此需要对有关材 料有较充分的了解并做出正确的选择。 5.3.1 对材料的性能要求 （1）低密度要求  为了减小航天器结构与机构的重量，必须采用密度尽量 低的结构材料。
南京航空航天大学 航天学院 62 （2）力学性能要求  弹性模量高。大多数航天器结构要求有较高的刚度，根 据结构力学原理可知，提高航天器结构刚度的最直接和 有效的途径是提高结构材料的弹性模量，因此，高模量 要求是航天器结构材料的一大特点。  强度高。强度是航天器结构与机构的基本要求，特别是 对于舱体结构和主要机构部件，由于承受较大载荷，需 要直接根据材料强度进行设计。  韧性好。韧性好的材料可以提高抗冲击能力，避免过大 的应力集中，并且改善制造工艺条件。
南京航空航天大学 航天学院 63 （3）物理性能要求  热膨胀系数。为了在空间温度变化条件下保持尺寸稳定 ，需要采用具有较小热膨胀系数的材料，或者相邻结构 的膨胀系数相互接近，以防止过高的温度应力或温度变 形。  比热容。一般要求材料有较高的比热容以减小结构上的 温度变化。对于返回式航天器的防热结构，更要求材料 有髙的比热容，以起到降低温度的作用。
南京航空航天大学 航天学院 64  热导率。一般要求材料有较高的热导率，避免因温度变 化而产生过高的应力或变形。但有时由于热控或防热需 要，要求结构兼有隔热作用，则应采用热导率低的材料 。  电导率。应根据特殊要求来选择导电材料或绝缘材料。 例如,天线反射器结构的反射表面材料需要采用导电材 料，太阳电池阵结构的贴太阳电池表面材料需要采用电 绝缘材料。
南京航空航天大学 航天学院 65 （4）空间环境稳定性要求  近地空间环境包括真空、热辐射、带电粒子辐射、紫外 辐射、中性原子和分子颗粒、微流星和空间碎片等。这 些环境条件对航天器结构和机构可能有不利影响，特别 是对所采用材料有较大影响。因此，对于长期在轨道运 行的航天器材料,尤其是对于直接暴露在空间环境的材 料，其性能的降低或改变不应超出设计允许的范围。
南京航空航天大学 航天学院 66 （5）材料真空出气要求  在真空环境下出气不仅可能降低材料的性能，更重要的 是可能污染邻近设备表面。一般规定:材料的总质量损 失不得大于1% ，可挥发物不得大于0.1%。
南京航空航天大学 航天学院 67 5.3.4 航天器结构与机构材料的选择 5.3.4.1 材料选择的原则  （1）选用低密度材料。因此，密度较高的材料，如不 锈钢，铜合金，玻璃钢等材料，一般不宜作为主要材料  （2）选用刚度和强度高的材料。因此采用比模量和比 强度高的材料。
南京航空航天大学 航天学院 68  （3）选用满足规定物理性能要求的材料。例如，对于 具有热稳定性，导热，导电，绝缘，绝热，透波，密封 等不同特殊要求的零部件，需要选用不同的材料。  （4）选用能够满足制造工艺条件要求的材料。材料应 该能够实现制造工艺，如切削加工，成型，焊接，铆接 ，胶接等不同要求。
南京航空航天大学 航天学院 69  金属材料  常用的金属材料有：铝合金，镁合金，钢，钛合金，铍 和铍合金，高温，耐熔合金。金属材料的特点：强度高 ，性能均匀，能适合复杂的承载条件；弹性模量高，满 足刚度要求，提高结构自然频率；在空间环境条件下稳 定性好；加工工艺成熟，检测方法完善；材料规格齐全 ，供应良好。金属材料通常用于本体结构，支架结构， 压力容器，各种连接件和机构零件。
南京航空航天大学 航天学院 70  复合材料  常用的复合材料有：玻璃纤维/环氧树脂、碳纤维/环氧 树脂、芳纶纤维/环氧树脂、涤纶织物、硼纤维等。主 要特点有：高比模值；高比强度值；极小的热变形；材 料可设计性；复合材料主要用于本体结构；太阳电池阵 结构；天线结构；内压容器；杆及支架结构；防热结构 和烧蚀材料。
南京航空航天大学 航天学院 71 星上典型结构简介  承力筒在各型号卫星中广泛应用，他们通常可以是加强 壳，波纹壳等，所用的材料有铝合金、碳纤维复合材料 、钛合金等。  蜂窝板由于优良的力学性能、高的比刚度和比强度，是 卫星结构中应用的最广泛的结构件，通常用于仪器安装 板、太阳翼基板和天线反射面结构等。常用材料是铝蜂 窝夹心和铝合金或碳纤维复合材料表板。  防热结构通常为复合的结构形式，以便起到既能防热又 能承受载荷保证正常的结构功能。
南京航空航天大学 航天学院 72 课程回顾：按功能划分的航天器结构？
南京航空航天大学 航天学院 73 5.4 航天器结构与机构研制流程  航天器结构与机构的研制是从确定设计要求开始，直到 发射为止的整个过程。总的来说，航天器结构与机构的 研制过程可分成四个阶段，每个阶段均包括了设计分析 、制造和试验三个步骤： （1) 可行性论证阶段。对准备进行研制的卫星，分析其 任务需求，了解其对结构和机构的要求；综合技术储备 、资源条件、周期和成本等因素，提出各种结构和机构 方案设想；对各种设想的方案考察其可行性，提出方案 建议供系统设计选择；不断地修正方案建议，以使卫星 系统方案可行；针对方案建议中的难点提出攻关项目， 并完成支撑性课题攻关工作。
南京航空航天大学 航天学院 74 5.4 航天器结构与机构研制流程 （2）方案阶段。进行多方案的分析、比较、论证，确定 航天器结构与机构的初步设计方案。其中，设计分析的重 点是分析和明确设计要求，构思和比较各种设计方案；制 造和试验的重点是针对涉及方案原理性的试验件、新构造 或新材料工艺的零部件(如由 新型复合材料、形状记忆合 金等作成的零部件）、关键性零部件(如点火可靠性要求 高的火工品）和技术复杂性高的零部件(如难以作强度计 算的连接接头）。
南京航空航天大学 航天学院 75 5.4 航天器结构与机构研制流程 （3）初样阶段。按照鉴定量级的设计条件，完成卫星结 构与机构的设计、分析、制造和试验。其中，设计分析的 重点是依据已确定的设计要求和设计方案，进行全面细致 的设计和分析计 算，最终作出可投产的正规设计图样和 设计文件；制造的重点是生 产出符合图样要求的所有产 品，包括与产品有关的试验件。试验的重点是在鉴定载荷 量级下进行主要结构部件（如主结构、太阳电池阵）的静 力和动力试验，必要时可作破坏试验。
南京航空航天大学 航天学院 76 5.4 航天器结构与机构研制流程 （4）正样阶段。修改和完善卫星结构与机构的设计、分 析和制造，按照验收量级的设计条件进行验收试验，并准 备参与卫星发射。设计分析的重点是根据初样生产、装配 、试验的结果和 发现的问题，修改和完善初样设计，特 别是依据最新的输人数据， 细化分析计算结果，并在此 基础上最终作出正式飞行件的生产图样和设计文件；制造 重点是提供满足飞行件性能要求的正式产品；试验重点是 参与整星或部件的地面验收试验（如正样整星力学试验、 正样太阳电池阵地面展开试验等)来检査和验证结构或机 构产品的性能。
南京航空航天大学 航天学院 77 5.4 航天器结构与机构研制流程 综合分析 方案设想 提出攻关项目 方案设计 初步设计和分析 关键技术攻关 方案验证 方案评审 初样设计 初样阶段 方案阶段 可行性论证阶段
南京航空航天大学 航天学院 78 5.4 航天器结构与机构研制流程 初样设计 初样分析 设计评审 零部件制造 零部件验收 初样产品装配 鉴定试验 初样阶段评审 正样设计 制定验收规范 制定试验规范 正样阶段 初样阶段 方案阶段
南京航空航天大学 航天学院 79 5.4 航天器结构与机构研制流程 零部件验收 初样产品装配 鉴定试验 初样阶段评审 正样设计 正样分析 零部件制造、验收及产品装配 验收试验 出厂评审 制定试验规范 正样阶段
南京航空航天大学 航天学院 80 5.5 航天器结构设计 5.5.1 结构设计的特点  一般说，与其他地面机械设备相比，航天器结构并不复 杂，甚至有的还非常简单。但是由于航天器任务的特殊 性，航天器需要经历发射，空间轨道运行和返回地面三 个特殊而严酷的环境，并且在轨工作一旦出现故障，很 难进行维修。因此与地面应用的机械设备相比，航天器 结构具有以下特点：
南京航空航天大学 航天学院 81  （1）突出刚度设计。大多数航天器承受发射时的动载 荷，要求航天器固有频率大于规定值或在某个频率范围 之外，以减轻动态耦合效应，而固有频率与航天器结构 的刚度直接相关。另外，航天器发射时的稳态载荷大多 数使航天器结构呈压缩状态，因此存在结构失稳问题。 提高结构稳定性的有效途径也是需要提高结构的刚度。 因此，对于大多数航天器结构设计，首先要考虑航天器 结构的刚度问题。
南京航空航天大学 航天学院 82  当然，对于较大尺寸的航天器，特别是载人飞船和返回 式航天器的密封舱结构，由于存在内压载荷作用，并且 结构的总体刚度一般已经很大，设计上可能首先考虑结 构的强度问题。
南京航空航天大学 航天学院 83  （2）尽量减小重量。为了能够在运载火箭的容许能力 下发射航天器，必须尽量减小航天器的重量（质量）。 而航天器结构的重量占据整个航天器重量的较大比例， 因此尽量减小重量是航天器结构设计的重要任务之一。  （3）利用有限容积。由于航天器的体积和形状受到运 载火箭或其整流罩的严格限制，因此航天器结构必须设 计的非常紧凑，充分利用有限空间来安装各种设备。
南京航空航天大学 航天学院 84  （4）适应空间和再入轨道环境。空间环境是所有航天 器均必须经历的特殊而严酷的环境（包括真空，低温， 高低温交变，带电粒子辐射，紫外辐射等），对于需要 返回地面的航天器，还需要经历再入大气层的高温环境 ，着陆冲击环境等，这些特殊环境对航天器结构设计提 出了特殊的要求。  （5）满足一次性使用。与可重复使用的飞机不同，航 天器一般只能或只需使用一次，大多数航天器结构承受 载荷的时间不长。因此，航天器结构的疲劳寿命问题一 般不严重，可以不加考虑。
南京航空航天大学 航天学院 85 5.5.2 结构设计的技术要求 5.5.2.1 基本要求  基本要求是设计中必须始终遵循的基本原则，结构设计 的基本要求为强度要求，即结构不能破坏。为此，必须 进行结构分析以求出结构中的最大载荷或应力，并进行 强度验证。必要时还应对主要结构进行静力、动力载荷 想的力学试验验证。
南京航空航天大学 航天学院 86 5.5.2.2 强制要求  强制要求实质上就是设计的约束条件，它一般是航天器 系统对结构和机构分系统下达的设计要求或设计指标。 强制要求主要分为三类：  （1）运载火箭的约束。根据运载火箭的用户手册，对 整个航天器的纵向，横向，扭转基频和动态包络空间都 有明确的要求。应说明的是：严格说基频要求是对整个 航天器的要求而不是对结构的要求，但是由于航天器有 效载荷和各分系统设置确定后，航天器基频主要取决于 航天器结构的刚度，因此往往把基频的要求作为航天器 结构的主要要求。
南京航空航天大学 航天学院 87  （2）航天器系统的要求。如结构构型，结构布局，结 构重量以及结构刚度分配。  （3）环境条件的约束。主要是发射载荷环境，也包括 轨道环境和再入环境。其中，有些环境是可以变更的， 例如温度环境，可与热控分系统协调后求得最合理的设 计约束条件。
南京航空航天大学 航天学院 88 5.5.3 结构方案设计  航天器结构设计方案将对航天器结构的研制，甚至对整 个航天器的研制产生深远的影响，需要认真对待。  航天器结构方案与航天器总体方案密切相关，航天器的 总体方案是航天器结构方案的基础，反过来，航天器的 具体结构方案影响着航天器总体方案的实施。
南京航空航天大学 航天学院 89 5.5.3.1航天器构型设计  航天器构型设计是航天器系统设计的重要内容之一，构 型包括发射构型、在轨构型和返回构型。航天器的构型 设计需要根据航天器的系统方案要求，并充分考虑到质 量特性、尺寸、功耗、视场、机电接口、承载、姿控、 热控、电磁兼容性、装配和操作等多方面要求后确定。
南京航空航天大学 航天学院 90 (1)构型设计与航天器结构设计的关系  航天器构型设计与航天器的结构设计关系非常密切。可 以说航天器构型设计是结构设计的基础，这是因为：① 航天器的构型基本上决定了航天器结构的构型，如轮廓 尺寸、主结构类型、展开附件结构的大小和位置等。实 际上一旦航天器构型已经确定,则结构分系统的基本组 成也就已经初步确定；②航天器结构设计的许多具体要 求和设计参数需要通过航天器的构型设计导出。如各结 构部件的形状、位置、尺寸和接口关系等；③只有在航 天器的构型确定之后，才能正式开始航天器结构设计。
南京航空航天大学 航天学院 91  因此，航天器结构设计人员应该尽早参与航天器系统的 构型设计工作，一方面可以充分了解系统构型设计的意 图和对结构设计的要求；另一方面可以获得更合理的结 构构型，为开展航天器结构设计打下良好的基础。
南京航空航天大学 航天学院 92 （2）与结构设计有关的航天器构型设计内容  航天器构型设计的主要内容有：①确定航天器的外形， 航天器的外形可以采取圆柱形或圆锥形、长方体形、多 面体形等,它们的选择主要与航天器是否采用整流罩以 及采用何种姿态稳定方式有关;②确定航天器各分系统 的布局,包括各分系统部件和展开部件的安装位置、质 量特性、形状、尺寸、机械接口等特性,构型设计就是 要合理确定各个部件和附件的空间配置；
南京航空航天大学 航天学院 93  ③确定主结构形式。航天器主结构形式可以有多种形式 ，它们的选择与航天器任务要求和系统设计要求有关， 特别是与航天器结构设计有直接关系。  在航天器构型设计中，为了得到合理的航天器结构，传 力路线是一个必须考虑的重要问题。其中最主要的原则 是力流连续性原理和直接的、最短路径传力原理。
南京航空航天大学 航天学院 94 （3）几种主结构的构型形式  主结构是航天器结构中的核心，它把来自运载火箭的载 荷传递到航天器的各个部分，并作为组装航天器上其他 结构和设备的基础。目前主要形式有：  中心承力筒结构。中心承力筒结构是一个位于航天器中 央的筒形结构。如中国通信卫星和资源卫星平台、美国 劳拉公司的FS1300平台、法国宇航公司于德国MBB公司 的SB3000卫星平台，法国马特拉公司于英国马可尼公司 的Eurostar2000卫星平台所采用的主承力结构。
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南京航空航天大学 航天学院 96  杆系结构。杆系结构是由许多直杆或曲杆相互连接组成 的桁架或刚架。如美国休斯公司的HS702航天器平台， 自由号空间站，STARS望远镜所采用的主承力结构  箱型板式结构。箱型板式结构是有多块平板组成的箱型 结构。如美国洛克希德 马丁公司的A2100卫星平台，日 本ETS6卫星平台，中国某卫星平台所采用得主承力结构 。  壳体结构。壳体几个一般为回转体形状，是返回卫星舱 体结构所必须采用的形式。
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南京航空航天大学 航天学院 99  目前卫星结构中较多采用中心承力筒作为主结构。与 其他结构形式相比有以下优缺点：①在传递载荷时，其 载荷可以沿整个筒体均匀分布，不存在很大的集中载荷 ，从而使得结构设计比较合理；②适宜采用包带式连接 与分离机构直接与运载火箭对接；③组成的零部件少， 结构形式相对简单；④结构的继承性较好； 中心承力筒主结构
南京航空航天大学 航天学院 100  ⑤由于壳体为封闭构型，因此其开敞性较差，妨碍中心 承力筒内设备的装配操作；⑥对卫星设备布局不利，特 别是在较大型卫星情况下，限制了选择推进剂贮箱数量 和安放位置的灵活性；⑦为了在中心承力筒内壁安装推 进剂贮箱，需要增加承力筒的高度，从而相应增加了在 运载火箭对接面上的弯矩，这在大型卫星情形下更为严 重。
南京航空航天大学 航天学院 101 构形设计的经验规律 尽管空间飞行器构形设计没有固定的模式，但其设计 过程也遵循一定的“经验积累规律”：  无人空间飞行器本体构形均采用桁架式结构或承力筒式 结构，返回式卫星采用钝头锥筒体式结构，载人飞船的 工作舱、生活舱均采用筒体式密封舱结构。  用于对地感测任务的大型空间飞行器均采用三轴稳定， 多装有跟踪或数据中继卫星天线，用于材料科学研究和 加工、药物生产的空间平台可采用三轴稳定或重力梯度 稳定，用于天文观测或太阳观测的飞行器采用惯性定向 模式。
南京航空航天大学 航天学院 102  长寿命的空间飞行器的电源系统采用太阳能电池阵和 蓄电池组合供电，载人飞船早期多采用燃料电池供电 系统，目前也采用太阳能电池部分供电，外行星探测 器采用核电源供电，大型空间站采用太阳能电池阵和 热机系统联合供电。  一般空间飞行器利用飞行器表面辐射散热，大功率空 间飞行器则需要采用热辐射散热器。  所有空间飞行器均有对接机构。
南京航空航天大学 航天学院 103 5.5.3.2 结构形式、材料和连接方式的选择  （1）结构形式的选择，每种结构可以根据需要和可能 采用不同的具体结构形式，如杆系结构，可以为桁架或 刚架、平面或空间以及杆件的不同组合方式。板结构， 可以为平板结构，加筋板结构、蜂窝夹层板结构。中心 承力筒结构，可以为波纹壳结构、加筋壳结构、夹层壳 结构。密封舱结构，可以为光壳结构，加筋壳结构、整 体壁板结构。防热结构，可以为热沉防热结构，辐射防 热结构，烧蚀防热结构。
南京航空航天大学 航天学院 104 5.5.4结构强度验证 5.5.4.1结构材料的强度准则 结构失效可以有不同的方式，包括：  材料的破坏，包括断裂，屈服，复合材料分层等。  结构的失稳，结构规定部位载荷或应力超过结构的临界 载荷或临界应力  结构变形，结构规定部位的变形超过容许变形值。
南京航空航天大学 航天学院 105 5.5.4.2 结构强度设计规范 （1）强度设计规范  航天器结构的强度设计规范采用对结构安全裕度的要求 来表示，安全裕度的定义为： 安全裕度=破坏应力/设计应力-1 其中，设计应力=使用应力*安全系数。
南京航空航天大学 航天学院 106 5.5 航天器结构分析 5.5.1 结构分析的基本概念、重要性和方法 5.5.1.1 结构分析的基本概念  航天器结构分析主要为结构的力学分析，它采用结构力 学的方法，分析和计算航天器结构本身的力学特征（如 刚度、模态、临界载荷等）以及在已知载荷条件下航天 器结构的响应（如应力、变形、加速度等）。  航天器结构的力学分析是专业性较强的内容，从力学学 科的观点看，结构力学是在弹性力学的基础上，进行各 种几何和物理简化假设而形成的适合工程应用的力学学 科。
南京航空航天大学 航天学院 107 5.5.1.2 结构分析的重要性  （1）航天器结构的主要设计要求和依据是结构的强度 及刚度性能，而结构分析是识别和验证结构强度和刚度 性能的主要手段之一。  （2）由于航天器结构越来越复杂和对航天器结构要求 越来越苛刻，需要依靠分析计算才能得到准确合理的设 计参数。
南京航空航天大学 航天学院 108  （3）可靠的分析计算可以减少或甚至替代结构的试验 验证。  （4）在实际研制过程中，结构分析与结构设计之间存 在难以分割的密切关系。
南京航空航天大学 航天学院 109 5.5.1.3 结构分析的方法 结构力学分析的方法分为解析法和数值法。  （1）解析法。解析法适用于一些形状和边界条件简单 的杆、梁、板、壳，其作用是：为准确运用数值方法提 供理论基础；提供工程适用的简单分析方法；结合试验 提供实用的经验或半经验公式；提供数值分析所需输入 的数据；提供“标准”的理论解。
南京航空航天大学 航天学院 110  （2）数值法。目前结构分析主要采用有限元法（ Finite Element Method,FEM），其基本概念是：将实 际的结构（连续体）离散为有限数目的互相连接的单元 （因此称为“有限元”）；然后应用各种力学变分原理 来替代一个或几个弹性力学中的基本关系（几何关系、 本构关系和平衡关系），由此导出有限元的基本特征， 如刚度矩阵、质量矩阵等；从而建立各节点的力学参数 之间的关系（一般为联立代数方程组），使问题可以求 解。
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南京航空航天大学 航天学院 112 5.5.2 静力分析  静力分析的目的是确定结构在各类稳态载荷和热载荷作 用下的结构的响应特性，计算出结构中产生的载荷、应 力、应变和变形。另外也可计算出结构本身的失稳临界 载荷或临界应力。  静力分析的结果可用于选择和确定结构的设计参数；作 为结构强度验证的重要依据；以及指导结构试验工作。 可以针对整个航天器结构，也可以针对航天器的主结构 或某些关键的结构部件进行静力分析。  静力分析主要包括平衡问题、稳定问题和热弹性问题。
南京航空航天大学 航天学院 113 5.5.2.1 平衡问题  静力分析的平衡问题为在已知静载荷下求解结构的变形 、应变和应力，由于在有限元法分析中一般采用位移法 ，因此在分析中首先求出位移，然后求出应变和应力。 5.5.2.2 稳定问题  以上说明的平衡问题是假设结构始终处于“稳定”的平 衡状态，也就是说，不管外界载荷多大，除非结构材料 已经屈服或断裂，结构总保持在一个稳定的平衡位置上 。
南京航空航天大学 航天学院 114  实际上，对于某些结构，特别是刚度较差的薄壁结构， 在某种压缩或剪切载荷（或应力）状态下，当载荷或应 力达到一定值时，相同载荷（或应力）状态下的结构可 以存在一个以上的平衡位置，原来稳定的平衡位置变成 不稳定的平衡位置，在稍有外界干扰下，将从这个不稳 定的平衡位置趋向另一个平衡位置，由此将造成不希望 的很大结构变形或完全坍塌。这种现象称为结构的“失 稳”现象，达到这个失稳现象的载荷（或应力）值，称 为“临界载荷”（或“临界应力”）。
南京航空航天大学 航天学院 115  具体结构的失稳现象是比较复杂的，根据不同的结构形 式和载荷条件，可以存在多种失稳模式。如果整个结构 发生失稳，称为“整体失稳”；如果仅结构局部区域发 生失稳，称为“局部失稳”。  一般说，在航天器结构中，特别是在航天器的主要结构 中，结构失稳是不容许的。因此，需要用分析方法来确 定结构的临界载荷或临界应力。
南京航空航天大学 航天学院 116 5.5.2.3 热弹性问题  在以上说明的结构分析中，均没有考虑温度的影响，热 弹性理论考虑温度引起的结构热变形和热应力。考虑温 度影响的结构分析在航天器结构设计中非常重要，至少 有以下两点：  （1）由于空间轨道环境的温度变化影响，可能造成结 构上不容许的热变形，特别是一些要求尺寸精度高的结 构的热变形。例如高频天线反射器的微小热变形，就会 造成天线增益的下降。
南京航空航天大学 航天学院 117  （2）由于地面或轨道环境中的温度变化，有可能造成 结构上不容许的热应力，甚至造成结构的损坏。例如， 复合材料结构在固化成形之后，由于固化温度的影响， 结构中会存在一定的内应力（残余应力），有时这些应 力很高，可能造成复合材料的损坏。
南京航空航天大学 航天学院 118 5.5.3 模态分析 5.5.3.1 模态分析的目的和作用  模态是指整个航天器或主要部件在振动时，它们的各阶 固有频率及其相应的振型。  模态分析的目的就是要求出它们的固有频率及其相应的 振型。
南京航空航天大学 航天学院 119  航天器模态取决于航天器的刚度、航天器系统的质量分 布和边界条件，因此严格说，它是航天器系统的固有特 性，而不是航天器结构的特性。但由于航天器结构刚度 对航天器模态起着决定性的作用，并且在航天器设计中 主要通过结构设计来满足航天器模态的要求，因此有时 称为航天器结构模态分析。另外，对航天器模态的要求 有时也可称为对结构的刚度要求。
南京航空航天大学 航天学院 120  航天器模态分析是航天器结构分析的重要内容之一，在 航天器结构研制过程中具有重要的作用，原因至少有以 下几点：  （1）作为航天器结构方案选择的重要手段。在航天器 研制初期，结构设计方案必须满足航天器模态的要求。 由于此时航天器模态无法通过试验得到，一般也很难通 过定性的分析来确定模态，因此只能通过航天器模态分 析来取得具体数据。
南京航空航天大学 航天学院 121  （2）作为航天器结构设计的验证方法。模态分析是对 航天器结构设计进行有效验证的重要方法。特别是在方 案阶段，由于此时不可能通过试验进行验证，因此模态 分析尤为重要。  （3）分配航天器上设备支架刚度和设备固有频率。利 用整个航天器的模态分析结果，可以合理地分配设备安 装支架的刚度和设备的固有频率，避免设备模态与航天 器模态相近而引起过大的动态耦合载荷。
南京航空航天大学 航天学院 122  （4）预计航天器上设备环境趋势。对于航天器上的设 备，在航天器固有频率附近频段内的振动环境条件必然 较高，而其他频段的振动环境条件相对较低。因此可以 通过模态分析，定性地预计航天器上设备的环境趋势。  （5）用于结构故障的诊断。在航天器进行振动试验之 后，如果结构发生故障，则航天器的模态将发生变化（ 通常为固有频率降低）。通过故障前后的模态分析结果 与试验结果对比可以有效地确定故障发生的部位。
南京航空航天大学 航天学院 123 5.5.4 动态响应分析  航天器在整个飞行期间经受振动、声、冲击等各种复杂 动力载荷，动态响应分析的目的是确定航天器在各类载 荷作用下结构的动力特性，计算出航天器上产生的加速 度、载荷、应力、应变和变形。  动态响应分析的结果可用于选择和确定结构的设计参数 。作为结构强度验证的重要依据，以及用于指导试验验 证工作。
南京航空航天大学 航天学院 124  动态响应分析一般针对整个航天器进行。由于它需要在 模态分析的基础上进行，因此首先要求出航天器模态的 所有信息。由于动态响应分析的复杂性以及一些重要参 数的不确定性，目前动态响应分析工作还有待于进一步 改进。航天器动态响应分析主要包括以下内容：  （1）频响分析（结构在基础正弦激励条件下的响应分 析）。可以采用计算机有限元软件来实现，一般采用转 换到模态坐标下的频率响应分析方法。目前对分析结果 有很大影响的阻尼系数确定仍是一个问题，它的取值合 理性将严重影响分析结果的正确性。
南京航空航天大学 航天学院 125  （2）随机振动分析（结构在基础随机振动激励条件下 的响应分析）。一般采用在频域范围上的加速度功率谱 密度函数表示，可以采用计算机有限元软件来实现，但 需要进行相应的分析工作（如输入各点功率谱密度函数 相关性分析、功率谱密度函数的换算等）。
南京航空航天大学 航天学院 126  （3）噪声响应分析（结构在声环境条件下的响应分析 ）。声振响应分析基本上采用有限元分析和统计能量分 析（Statistical Energy Analysis, SEA）两种方法。 有限元法可适用于低频段，但在传统的有限元分析中， 声振响应分析还有一定困难，因为不容易模拟高频声振 的载荷并把它引入到分析中；统计能量法适用于中、高 频段（例如100Hz以上），但需要获取许多计算所需的 参数。因此，迄今尚没有非常令人满意的分析计算方法 。
南京航空航天大学 航天学院 127 5.5 航天器结构试验验证  在航天器结构设计、分析或制造之后，由于技未水平、 材料工艺条件和其他许多不可知的因素，不能保证所设 计或制造的结构一定满足最终的产品使用要求，往往需 要通过各种试验来验证结构的设计、分析或产品，从而 发现问题来改进设计、分析和制造工艺，以确保最终结 构的品质。对于航天器结构来说，一般可以把试验分成 四类：
南京航空航天大学 航天学院 128 5.5 航天器结构试验验证 （1）研制试验往往在航天器结构的方案阶段进行。如果 在方案中引用了新材料、新工艺或新结构形式，为了论证 方案的可行性和为设计和分析提供必要的信息与数据，就 有必要进行这类试验。例如，如果在设计方案中首次采用 某种新型复合材料时，需要进行相应材料的试验件试验， 以充分了解其力学性能和工艺制造特点。 （2）鉴定试验往往在结构的初样阶段进行，其目的主要 是验证结构设计的适用性。鉴定试验的量级往往高于实际 的使用条件（如1.5倍），试验件的设计和制造状态与实 际飞行件基本一致，但不用于飞行。通过鉴定试验，可以 发现设计中存在的问题并在正样阶段中改进。
南京航空航天大学 航天学院 129 5.5 航天器结构试验验证 （3）验收试验往往在航天器结构的正样阶段进行，其目 的主要是验证结构产品的适用性，特别是产品制造工艺的 一致性。验收试验的量级等于实际的使用条件，试验件一 般为将发射的飞行件。对于主要结构的验收试验，往往与 整星的验收试验结合进行。 （4）分析证实试验用于验证结构分析的有效性,或者提供 信息来修改结构分析的数学模型。这些试验通常在低量级 的试验条件下对鉴定试验件或飞行件进行。其典型的例子 就是结构件的模态试验,通过试验获取结构件的有关振动 模态的信息，包括结构的各阶自然频率、振型等，并与结 构模态分析结果作 比较来验证和改进分析模型。
南京航空航天大学 航天学院 130 5.5 航天器结构试验验证  静载试验。作用和保持一组常量载荷来验证结构的强度 或刚度，可以采用液压杠杆系统(对于大型结构)或离心 机(对于小型结构）实现分离或整体方式的加载。  正弦振动试验。作用一定量级的正弦振动载荷来激发结 构的振动，以确定结构的动态响应(加速度、应变或位 移等）验证结构的强度或刚度。试验采用振动试验台来 实现，一般用于验证具有低自然频率的主要结构件或整 星结构的强度或刚度。在试验中需要监测振动响应并在 必要时减小输人载荷(下凹)来保证不超过规范规定的响 应或载荷。另外，也可以利用低量级的正弦振动试验来 验证结构的振动模态。
南京航空航天大学 航天学院 131 5.5 航天器结构试验验证  压力试验。提供压力介质来实现充压加载，仅用于验证 密封舱类型结构的强度和密封性能。压力容器一般均需 要进行鉴定试验(如爆破试验)和验收试验(证明试验） 。  噪声试验。在专用的混响室内通过空气噪声压力的随机 振动来对结构加载，以确定结构的动态响应（加速度、 应变或位移等），验证结构的强度和寿命。一般适用于 具有大表面积的轻型结构(如太阳电池阵结构)和对噪声 敏感的结构。
南京航空航天大学 航天学院 132 5.5 航天器结构试验验证  随机振动试验。在随机振动试验台上通过机械接口界面 上输入随机振动来验证结构的强度和寿命。一般适用于 对高频振动较敏感的小型结构(如设备支架）以及“非 结构”零部件，如电气部件、阀门、天线等；对于小型 卫星结构，随机振动试验可替代噪声试验。  火工品冲击试验。验证火工品在产生分离或释放动作时 引起的高频冲击波的抵抗能力，一般适用于火工品冲击 源附近的结构，特别是火工品冲击源附近的电气部件。 由于目前对冲击响应的分析预计很难得到可靠的结果， 因此主要依靠试验来验证设计和产品的性能。
南京航空航天大学 航天学院 133 5.5 航天器结构试验验证  热真空和热循环试验。用于验证在空间真空冷热条件下 和冷热循环温度下结构和相关电气部件的性能。结构性 能的验证指验证温度应力和温度变形是否在容许的范围 之内。试验需要在专用的热真空或热循环设备中进行。  热结构试验。用于需要通过大气层返回地球的卫星，验 证在气动加热和加压条件下防热结构的性能。
南京航空航天大学 航天学院 134 5.6 航天器机构设计 5.6.1 机构设计的特点  航天器机构与航天器结构均为机械产品，具有许多相同 或相似点，但也有很大的区别，主要表现在：①机构一 般在空间轨道阶段发挥主要作用，而且有些机构的工作 时间还可能很长；②机构的主要功能是产生运动；③一 般说机构的重量和体积不大；④有些机构不单纯是一个 机械装置，而是一个机电装置。因此，与航天器结构的 设计相比，航天器机构设计还需要强调以下特点：
南京航空航天大学 航天学院 135  （1）突出设计的高可靠性。与航天器结构不同，航天 器机构的工作主要阶段是在空间轨道上，而且是要求产 生运动，有的甚至需要长期运动。因此出现故障的可能 性比结构大得多，如果出现故障就难以修复，因此高可 靠性是航天器机构设计中的首要任务。  （2）强调对空间环境的适应性。一般航天器机构需要 在空间工作，而空间环境对机构的影响要比对结构的影 响严重得多，它不仅影响材料的性能，而且直接影响机 构的功能，可能导致真空摩擦、冷焊、温度变形等，因 此应特别强调机构对空间环境的适应能力。
南京航空航天大学 航天学院 136  （3）充分利用有限的空间和能源。为了发射大型的空 间展开部件，需要设计各种机构把它们收藏在运载火箭 的有限空间内。另外，有些机构需要在空间利用电源或 气源进行工作，因此要考虑航天器上有限能源的使用。  （4）考虑长期或多次使用的要求。不少航天器机构需 要在空间长期和多次使用，因此与航天器结构不同，寿 命是一个很重要的基本设计要求。有些机构虽然在空间 仅使用一次，但考虑到地面装配和试验，在设计上也需 要满足多次使用的要求。
南京航空航天大学 航天学院 137  （5）满足电设计的相应要求。在机构中采用电气或电 子设备及其线路的情形下，应该考虑相关电气或电子设 备及其线路的设计要求。如功率、绝缘、电磁兼容性等  （6）重视设计的试验验证。由于航天器机构的功能比 较复杂，工作的环境条件比较特殊，因此与航天器结构 不同，不易采用分析方法来验证设计的合理性和可靠性 。目前地面模拟试验往往是验证航天器机构的主要手段 ，有时甚至是唯一手段。由于地面环境与空间环境的很 大差异，如何进行机构试验验证也是一个重要的课题。
南京航空航天大学 航天学院 138 5.6.2 机构设计的技术要求 以下主要从机械设计观点列出对机构的通用设计要求 。  （1）功能。对功能的要求可以包括：①对需要运动的 部件、附件或设备，提供结构上的支承或连接，并且可 以改变它们与航天器的相对位置；②运动学和动力学的 要求，如位移、速度、加速度、时间、循环次数、指向 （方位）、作用力或力矩、预载等，以及它们的精度或 容许的误差；③在收拢、展开、转动等各种运动状态下 的零部件的容许包络范围。
南京航空航天大学 航天学院 139  （2）可靠性。为了确保航天器机构的可靠性，对于机 构设计来说，反映可靠性的可靠度是一个必需满足的重 要指标。  （3）寿命。应规定机构的寿命，包括在地面的贮存期 和在空间的最长工作时间。  （4）环境条件。需要特别注意空间环境对机构的影响 ，如真空冷焊、真空摩擦和温度变形问题。在机构中包 括电气部件时，还应注意电磁干扰对机构功能的影响。 另外，机构本身也可能是一个电磁干扰源，它可能影响 到邻近的电子设备。
南京航空航天大学 航天学院 140  （5）重量。规定机构的最大容许重量，它属于对机构 设计的强制要求。  （6）电功耗。规定机构所属的电机、热控部件等容许 消耗的电功率。  （7）机械接口。机械接口包括与相关结构的接口和与 产生运动部件之间的接口，也包括对地面安装和试验设 备的接口。
南京航空航天大学 航天学院 141  （8）电接口。规定必须通过机构输送到活动部分上的 任何电信号通道，包括通道的类型（如导线、同轴电缆 、波导等）、对绝缘和屏蔽要求等。  （9）由于机构本身主要是一个机械部件，也需要承受 载荷。因此上述结构要求在很多方面也适用于航天器机 构（主要是强度和刚度要求）。
南京航空航天大学 航天学院 142 5.6 航天器机构设计 5.6.2 设计原则  保持最简单的设计方案。在满足设计要求的前提下，在 设计中应采用最少的零件，包括最少的电气元件来组成 机构。零件种类和数目愈多，可能存在的不可靠因素也 愈多。  采取较高的力/力矩裕度值。力/力矩裕度是航天器机构 设计的主要指标之一，为了确保机构的可靠运行，对于 不易确定或变化很大的阻力矩，如摩擦力矩，在设计中 应采用较大的裕度值。
南京航空航天大学 航天学院 143 5.6 航天器机构设计 5.6.2 设计原则  充分利用现有的技术、经验和条件。可靠的机构往往是 通过长期的研究、试验和应用的结果。在设计中应特别 重视已有的机构设计资料和现有机构设计人员的经验， 包括有关研制部门的实用技术或特殊技术。  在设计中应尽量考虑到制造工艺。机构的可靠性制造品 质有很大关系。对有关材料工艺条件和制造公差在设计 中应该有合理而明确的规定，对于特殊的工艺，如润滑 涂层工艺等，更应有专门的文件规定。在设计中，应考 虑到机构装卸的方便，并保证在装卸时防止对机构造成 污染或影响机构的精度。
南京航空航天大学 航天学院 144 5.6 航天器机构设计 5.6.2 设计原则  应考虑到润滑措施和防止污染的措施。必须对机构中有 相对活动的表面采用适当的固体或液体润滑剂，以防止 摩擦阻力过大或出现空间冷焊现象。  应考虑防止机构受到污染的措施。微小颗粒有可能造成 相对活动表面(如轴承活动表面）的卡死或摩擦阻力矩 大大增加，在设计中应预先注意到这个问题，如:对轴 承的两侧应有保护；相对活动表面之间保持一定的间隙 ；在活动部件附近不采用钎焊操作；螺纹连接采用盲孔 方式等等。
南京航空航天大学 航天学院 145 5.6 航天器机构设计 5.6.2 设计原则  认真进行可靠性分析。应仔细分析机构可能发生的故障 模式及其影响，分析计算可靠度的理论预计值，弄清楚 机构设计中的不可靠因素以及在设计中能采取的措施。  正确选择机构中的冗余零部件。为了提高可靠性往往在 机构设计中引入冗余的零部件，以避免单点故障。但实 际经验表明，机构中的冗余设计并不一定是最好的办法 ，因为它增加了设计的复杂性，在实际上反而是增加了 风险性。因此要根据具体条件，慎重地选择冗余的零部 件。
南京航空航天大学 航天学院 146 5.7 航天器机构分析  实际上，在结构分析的数学计算模型中，对有关机构也 建立了相应的有限元单元，并引人相应的刚度和质量参 数；在计算结果中同样给出在机构上响应的加速度、位 移、应力等；最后与结构一样，进行必要的强度分析， 因此可以说，机构已作为结构的一部分，参与了上述所 有的结构分析,包括载荷分析、静动态分析和强度分析 ，所采用的方法基本上与结构分析方法一样
南京航空航天大学 航天学院 147 5.7 航天器机构分析  但是,机构本身又是要完成某种功能的活动部件。既然 对它有许多特殊的要求，就还需要针对机构的特点作一 些专门的分析，来协助机构的设计或验证设计结果的合 理性，例如对机构中采用的电机、齿轮、轴承或弹簧等 主要零部件，需要作专门的分析计算，以选择最合理的 型式和参数。
南京航空航天大学 航天学院 148 5.7 航天器机构分析  力/力矩裕度分析。为了达到活动机构动作的目的，其 驱动力矩(力)应包括两个部分，一部分用于克服阻力矩 或阻力，一部分用于产生被驱动件所需的加速度.由于 在实际中相应的阻力矩或阻力，以及所需的加速度并不 能精确预计，因此，为了保证机构功能的成功实现，需 要对上述两种情形规定一定的裕度 = ( ( ( -1 (  总驱动力矩 力） 产生加速度所需驱动力矩 力） 静力矩 力）裕度 总阻力矩 力） = ( ( ( -1 (  总驱动力矩 力） 总阻力矩 力） 动力矩 力）裕度 产生加速度所需驱动力矩 力）
南京航空航天大学 航天学院 149 5.7 航天器机构分析  由于运动构件的阻力矩(力)不易精确确定，而且如果不 能克服阻力矩(力），将使机构的功能出现故障。因此 ，对于静力矩（力）裕度的规定值比较大。按美国军用 标准规定，在最不利的工作状态下，其值应大于或等于 :1.75(方案设计评审）；1.50(初步设计评审）；1.25( 关键设计评审），1.00(验收和鉴定试验）。  因为被驱动构件的质量或惯量较容易预计，且对机构所 需加速度一般没有很严格的要求，因此，对于产生加速 度所需的动力矩 (力）裕度的规定值比较小。按美国军 用标准规定，在最不利的工作状态下，其值应大于或等 于0.75。
南京航空航天大学 航天学院 150 5.7 航天器机构分析  可靠性和安全性分析。可靠性分析工作首先是确定机构 可能发生的各种故障模式，分析其故障的原因，故障可 能产生的影响，以及能够采取的纠正措施。这部分工作 一般称为故障模式和影响分析(FMEA)，如果还确定故障 的危害程度，则称为故障模式、影响和危害度分析 (FMECA)。这种分析工作，是由设计人员根据实际经验 、用直观的逻辑推理方法进行，仅是一种定性的分析方 法，其分析结果可按上述内容制成专门表格。
南京航空航天大学 航天学院 151 5.7 航天器机构分析  可靠性和安全性分析。可靠性分析工作首先是确定机构 可能发生的各种故障模式，分析其故障的原因，故障可 能产生的影响，以及能够采取的纠正措施。这部分工作 一般称为故障模式和影响分析(FMEA)，如果还确定故障 的危害程度，则称为故障模式、影响和危害度分析 (FMECA)。这种分析工作，是由设计人员根据实际经验 、用直观的逻辑推理方法进行，仅是一种定性的分析方 法，其分析结果可按上述内容制成专门表格。对于包含 火工品的机构，还需要进行安全性分析
南京航空航天大学 航天学院 152 5.7 航天器机构分析  运动学或动力学分析。航天器机构的目的是要使相关部 件产生运动，以达到所需的动作效果。因此，机构均需 要进行运动学或动力学分析，以计算其运动产生的位移 、速度、加速度、时间或相关的力和力矩等一系列物理 参数。由于不同机构具有独特的运动学分析要求和分析 机理，因而它与结构分析不同，一般没有完全通用的计 算软件，往往需要设计人员针对具体机构建立专用分析 数学模型或求解方法。
南京航空航天大学 航天学院 153 5.7 航天器机构试验验证  与航天器结构类似，机构也有强度和刚度的要求，同样 需要进行上述有关的结构试验项目来验证其强度和刚度 。一般情形下，可以同时进行机构与结构试验，以节省 试验费用，并体现更真实的试验条件。  除此之外，为验证机构设计性能和机构产品的品质，保 证机构具有高可靠性和长寿命的特殊要求，还需要进行 以下试验验证：
南京航空航天大学 航天学院 154 5.7 航天器机构试验验证 （1）功能试验。用于验证机构能够顺利完成各种规定的 功能。为了保证机构的可靠性，这种功能试验需要进行多 次，往往在完成有关结构试验项目之前和之后进行，以验 证在承受载荷或环境条件之后对机构功能的影响。 （2）空间环境试验。用于验证空间环境条件（如真空、 高温、低温、温度交变、空间辐照等)对机构功能和机构 寿命的影响,例如空间摩擦试验、冷焊试验等。对于在空 间长期工作的机构，如太阳电池阵驱动机构、天线定向机 构、自旋稳定机构等，还需要在空间环境中进行长期运行 试验，以验证其工作寿命。
南京航空航天大学 航天学院 155 5.7 航天器结构与机构举例——太阳翼  太阳翼用于提供航天器的空间电源，是目前大多数航天 器中一个重要的组成部分。从功能上说太阳翼属于航天 器的电源分系统，但是从专业上它主要是一个机械产品 ，一般也可归入结构分系统的范围。由于太阳翼构造的 特殊性和重要性，因此有必要对它做专门介绍。太阳翼 本身除了太阳电池及其线路外，它是一个结构与机构相 结合的典型机械产品，通过它的说明，可以更好地理解 上述航天器结构与结构的设计原理和方法。
南京航空航天大学 航天学院 156 5.7.1 太阳翼构造  太阳电池阵是由许多太阳电池组成的阵列。目前航天器 采用的太阳电池主要为硅电池和砷化钾电池，整个太阳 电池阵功率可达数千瓦或更大。由于太阳电池阵具有功 率大、寿命长、重量轻、构造简单可靠等一系列优点， 已成为现代航天器的主要空间电源。
南京航空航天大学 航天学院 157  为了满足航天器功率需求的增长，需要把大面积的太阳 电池阵单独伸出在航天器本体之外来接受空间阳光的照 射。由于发射航天器的运载火箭整流罩所包络的空间有 限，必须先把太阳电池阵收拢在航天器本体上，入轨后 再展开到所需的方位，由此形成了展开式的太阳电池阵  在展开式太阳电池阵中，目前大多采用了太阳电池面积 大得多的“太阳翼”形式(俗称“太阳帆板”)。目前国 内外应用最广泛的是采用刚性太阳能电池板的折叠式太 阳翼。
南京航空航天大学 航天学院 158 （c）（d）完全 展开状态 （a）收拢状态 （b）部分展开状态
南京航空航天大学 航天学院 159  太阳翼的结构部分包括三块用于铺设太阳电池的结构板 ，或称为基板，它们分别称为内板、中板和外板，以及 把内板与航天器本体连接的连接架。基板的作用是支承 航天器电源所需的太阳电池片及其电路；连接架的作用 是使得基板与航天器本体连接并且隔开一定距离，避免 在太阳电池上产生阴影而造成功率损失。
南京航空航天大学 航天学院 160  太阳翼的机构部分包括压紧释放机构和展开机构，展开 机构包括1个根部铰链（位于航天器本体和连接架之间 ）和6个板间铰链（分别位于连接架、内板、中板和外 板之间），以及在连接架侧面的1个联动装置和在内板 及中板侧面的2个联动装置。压紧释放机构的作用是在 航天器发射时把太阳翼收拢压紧在航天器侧面，并在航 天器入轨后释放压紧的约束。展开机构的作用是在压紧 释放机构释放之后把太阳翼从收拢状态展开到规定的展 开状态。
南京航空航天大学 航天学院 161  另外，还有太阳翼驱动机构，它的功能是一方面驱动太 阳翼转动（对日定向）；另一方面把太阳翼上太阳电池 产生的电功率输送到航天器本体中。所以也称为太阳翼 驱动装置（Solar Array Drive Assembly,SADA）。
南京航空航天大学 航天学院 162 5.7.2 太阳翼结构 5.7.2.1 基板结构  各块基板相互铰接，基板的大小和数目由航天器电源要 求和运载整流罩容许空间所决定。为了减少基板重量和 提高基板刚度，根据航天器的设计要求和目前的材料工 艺水平，一般均采用蜂窝夹层结构。
南京航空航天大学 航天学院 163
南京航空航天大学 航天学院 164  基板的上、下面板目前广泛采用碳纤维复合材料。特别 是，对于重量要求很小、刚度要求很高的大面积太阳翼 ，需要采用高模量、甚至极高模量碳纤维复合材料才能 满足设计要求。在必要时，为了进一步减轻重量，还可 把纤维复合材料制作成空心网格铺层，在铺设太阳电池 一侧需要与太阳电池绝缘。  夹层结构的芯子一般采用铝合金蜂窝结构，为了减轻重 量，尽量采用厚度小、格子尺寸大的蜂窝材料。
南京航空航天大学 航天学院 165 5.7.2.2 连接架结构  在大多数情况下，太阳翼结构还包括把太阳电池板与航 天器本体相连接的连接结构。连接结构一般采用构架形 式，或简称为连接架。
南京航空航天大学 航天学院 166  连接架的结构形式，一般采用由梁组成的构架形式。它 可以由两根主梁组成，用于与太阳翼的根部铰链和内板 上的板间铰链连接。主梁一般采用矩形截面的空心管， 其截面外形尺寸应与基板厚度相适应。为了减小重量和 提高刚度，一般采用高模量碳纤维复合材料缠绕而成。 如果在连接架上需要安装分流器（用于把太阳翼产生的 电流分流后传到航天器内），则可再增加两根辅梁来支 承分流器，辅梁与主梁相连。
南京航空航天大学 航天学院 167 5.7.3 太阳翼机构 5.7.3.1 压紧与释放机构  对于基板尺寸较大的太阳翼 ，需要在基板平面内设置多 点（本例为7点）压紧固定， 在每个压紧点上配置一个压 紧与释放机构。
南京航空航天大学 航天学院 168  压紧装置。压紧作用主要依靠一根压紧杆来实现，可以 拧紧杆上的压紧螺母，把外板、中板、内板和连接架一 起压紧在航天器侧壁上。压紧杆需要有规定的预紧力， 以防止在发射环境下基板和连接架的松动。  释放装置。在底座上安装一个切割器，用于切断压紧杆 ，以形成太阳翼的释放状态。为了提高切割器的可靠性 ，采用了安装两个电起爆器的冗余设计方式。电起爆器 需要的点火线路与航天器本体的电缆网连接。
南京航空航天大学 航天学院 169 5.7.3.2 展开机构  展开机构包括各个铰链和绳索联动系统两个部分。铰链 把各个基板连接一起并提供太阳翼的展开动力；绳索联 动系统用于保证各个基板展开的同步性。
南京航空航天大学 航天学院 170 太阳翼展开测试
南京航空航天大学 航天学院 171 5.7.4 太阳翼特性分析 5.7.4.1 太阳翼的刚度分析  太阳翼在发射时的收拢状态和入轨后的展开状态均有刚 度的要求，主要是固有频率的要求。其目的是防止太阳 翼在发射时因共振现象造成过大的动载荷，以及防止在 轨道运行时因太阳翼与航天器姿控分系统频率耦合而干 扰姿态控制。  可以采用有限元分析方法及相应的分析软件进行太阳翼 的模态分析，计算出各阶固有频率和相应的模态形状。
南京航空航天大学 航天学院 172 5.7.4.2 太阳翼的强度分析  在发射环境载荷以及太阳翼展开锁定冲击载荷下，求出 太阳翼结构中关键点的载荷、应力、应变和变形。由此 分析所有结构是否有发生破坏或永久变形的可能，以及 各基板和连接架之间是否有相互碰撞的可能。
南京航空航天大学 航天学院 173 5.7.4.4 太阳翼展开运动分析  太阳翼展开运动分析的目的是给出太阳翼从折叠状态到 完全展开状态的整个运动过程，包括展开速度和加速度 随时间的变化过程，特别是确定太阳翼的总展开时间和 展开终了时的速度，以验证展开时间是否满足设计要求 和展开速度是否会引起过大的锁定冲击载荷。
南京航空航天大学 航天学院 174 5.7.4.5 太阳翼展开锁定时的冲击载荷分析  太阳翼在展开终了时存在较大的剩余动能，这个动能在 展开锁定时（理论上速度突然变为零）将转变为应变能 ，从而对太阳翼、展开机构以及航天器上相关的设备产 生相应的冲击载荷。这些载荷将会影响上述各部分的强 度，特别是对太阳翼驱动机构强度的影响。  因此，展开锁定的载荷分析非常重要。它是一个弹性体 碰撞冲击问题，需要由专门的分析方法和分析软件来计 算。
南京航空航天大学 航天学院 175 5.7.4.6 太阳翼机构的可靠性分析  太阳翼机械部分的可靠性主要取决于太阳翼机构的可靠 性。由于机构是保证太阳翼顺利展开的活动部件，其可 靠性对太阳翼的成败，甚至对整个航天器的成败有很大 的影响，因此太阳翼机构可靠性的分析具有很重要的实 际意义。
南京航空航天大学 航天学院 176 5.7.5 太阳翼试验 5.7.5.1 太阳翼力学特性试验  （1）噪声试验  噪声试验的目的是验证收拢状态下太阳翼的强度和产品 的制造品质。在太阳翼的结构设计中，特别关心在噪声 条件下的强度问题。因为噪声可能对大面积的基板引起 较大的动态响应，造成复合材料面板的皱损破坏。
南京航空航天大学 航天学院 177 （2）振动试验  振动试验的目的是确定收拢状态下的太阳翼模态（固有 频率和振型）和在激振条件下验证太阳翼的强度。
南京航空航天大学 航天学院 178 5.7.5.2 太阳翼展开试验  太阳翼展开试验的目的是：验证太阳翼在经受各种环境 试验之后的展开性能以及展开的可靠性。太阳翼地面展 开试验是太阳翼最重要的试验项目，因为太阳翼的展开 与否是关系到航天器成败的关键问题。
南京航空航天大学 航天学院 179  太阳翼展开试验需要验证的内容可以包括：①各压紧点 的切割器点火后，太阳翼完全释放；②驱动弹簧具有足 够的扭矩裕度，保证太阳翼完全打开；③展开时，连接 架及各基板的运动保持同步，不发生碰撞；④展开时和 展开后，不产生碎片和污染物；⑤展开后各铰链完全锁 紧，保证太阳翼足够的刚性⑥展开后翼面位置处于容许 的范围内。
南京航空航天大学 航天学院 180 5.7.5 太阳翼试验 5.7.5.1 太阳翼力学特性试验  （1）噪声试验  噪声试验的目的是验证收拢状态下太阳翼的强度和产品 的制造品质。在太阳翼的结构设计中，特别关心在噪声 条件下的强度问题。因为噪声可能对大面积的基板引起 较大的动态响应，造成复合材料面板的皱损破坏。
南京航空航天大学 航天学院 181 案例分析：太阳帆航天器 太阳帆航天器：利用太阳光压提供前进动力—太阳光子不断 撞击太阳帆提供速度增量。 光的波粒二象性
南京航空航天大学 航天学院 182 案例分析：太阳帆航天器 材料：镀铝聚酰亚胺薄膜(aluminized 2 µm Kapton film ) 面向太阳面，主要考虑因素为温度适应范围广、耐热性 以及延展强度。
南京航空航天大学 航天学院 183 案例分析：太阳帆航天器 光的波粒二象性
南京航空航天大学 航天学院 184 案例分析：太阳帆航天器 Cosmos-1（2005） 由俄罗斯潜艇发射，预计轨道高度为825km(火箭故 障失败了)
南京航空航天大学 航天学院 185 案例分析：太阳帆航天器
南京航空航天大学 航天学院 186 案例分析：太阳帆航天器 2010年日本JAXA航天局发射了IKAROS太阳帆航天器。 世界首个成功在宇宙空间 运行的太阳帆航天器。
南京航空航天大学 航天学院 187 案例分析：太阳帆航天器
南京航空航天大学 航天学院 188 案例分析：太阳帆航天器 关键结构：太阳帆展开
南京航空航天大学 航天学院 189 案例分析：太阳帆航天器 关键结构：太阳帆展开 交叉学科：折纸数学
南京航空航天大学 航天学院 190 案例分析：太阳帆航天器 关键结构：太阳帆展开 交叉学科：折纸数学
南京航空航天大学 航天学院 191 案例分析：太阳帆航天器 关键结构：太阳帆展开 交叉学科：折纸数学
南京航空航天大学 航天学院 192 案例分析：太阳帆航天器 关键结构：太阳帆展开
南京航空航天大学 航天学院 193 5.8.1 航天器结构与机构的发展趋势  由于航天器功能日益增多，对航天器结构和机构的要求 越来越苛刻。今后要求结构和机构的重量更轻，刚度和 强度更高，在空间展开部分的体积或面积更大。因此需 要采取更先进的材料、工艺以及分析和试验技术，来进 一步提高航天器结构和机构的设计水平和产品品质。 5.8 航天器结构与机构的发展趋势
南京航空航天大学 航天学院 194  由于今后航天器发展趋向在空间长寿命工作，以及载人 航天和对月球和其他行星探测活动的日益增长，航天器 结构和机构的研究工作重点，需要从传统的仅考虑发射 阶段和入轨阶段问题，转移到研究在空间活动得更多、 更深远的问题。例如，结构的温度疲劳问题，机构的长 寿命高可靠性问题，智能结构的控制问题，空间机构的 展开和收拢问题，载人活动的舱间交会对接、出舱活动 等的机构问题，登月或其他行星的各种结构和机构问题 ，等等。
南京航空航天大学 航天学院 195  另外，随着航天器技术的发展，航天器结构和机构之间 以及航天器结构与机构分系统和其他分系统之间的界面 已经逐渐模糊，为了完成共同的复杂的航天任务，各类 技术相互渗透，相互协同。例如，目前太阳电池阵和天 线的发展态势已经说明了这个问题，已很难区分它们是 一个电气产品还是机械产品。目前正在研制的充气结构 和智能结构，也是集结构和机构的功能于一身，甚至包 括了电子器件和控制线路。当前正在发展的小卫星或微 小卫星，更完全把机、电、热等分系统融合在一起。因 此，按机、电、热等或更细的专业划分的传统研制方式 ，已逐渐受到挑战。
南京航空航天大学 航天学院 196  总之，随着航天形势和航天技术的不断发展，航天器结 构与机构的技术在不断改变和提高，传统的结构与机构 设计观念在不断受到冲击。现有的技术基础、设施条件 、工作模式需要不多的更新，与时俱进。
南京航空航天大学 航天学院 197 5.8.2 新型航天器结构与机构举例  由于航天器结构与机构的复杂性和多样性，很难对航天 器结构域机构的发展方向做出确切和全面的评价。以下 仅以举例方式来说明其发展趋势。
南京航空航天大学 航天学院 198  5.8.2.1 柔性太阳翼  目前大多数太阳翼的基板采用刚性基板，并且采用碳纤 维复合材料面板的蜂窝夹层结构，以上刚性折叠式太阳 翼的基板（参见5.7.2.1节）就是一个例子。为了进一 步增加基板的面积和减轻重量，还可以采用柔性基板形 式。
南京航空航天大学 航天学院 199  柔性基板为弯曲刚度很小的柔性薄膜，一般为聚酰亚胺 薄膜（例如KAPTON薄膜），并且采用玻璃纤维或其他纤 维增强。在航天器发射状态下太阳翼折叠时，各基板之 间需要用其他薄膜材料，以书本的插页方式来对基板上 的太阳电池进行保护。另外，在空间展开后，需要依靠 专门的伸展机构使基板得到一定的张力，以保护太阳翼 在空间所需的刚度。
南京航空航天大学 航天学院 200  柔性基板也可以做成卷式太阳翼，它与折叠式柔性太阳 翼相比，与航天器本体的适应性较好，易于实现多次展 开或任意半展开状态，在空间的机动性最好。但是也存 在一些缺点，例如，由于受到其卷筒尺寸的限制，其收 拢体积比折叠式太阳翼大，而且收拢时基板呈弯曲状态 ，太阳电池的受载荷状态比折叠式太阳翼差，等等。特 别是，其技术难度要比折叠式太阳翼大。
南京航空航天大学 航天学院 201 5.8.2.3 智能结构  传统的航天器结构是一种被动结构，一经设计、制造 完成后，只能被动地接受环境的影响，不能在其使用过 程中对其性能实施动态监控，也不能针对环境的变化做 出适当的反应。  为此可在结构材料系统中嵌入或粘贴传感器和制动器， 并且结合信息处理系统，使它能感受外界的激励或自身 状态的变化（可以是周围温度、外加载荷的变化以及材 料内部的损伤），并以最佳方式做出响应，这种结构材 料系统称为智能结构。
南京航空航天大学 航天学院 202  智能结构具有感知、辨识、寻优和控制四种基本功能， 为了实现这些功能，智能结构至少应该包含传感器、制 动器和控制器。  （1）传感器。感受环境（例如应力、应变、速度、加 速度、温度等机械信号）变化，并按一定规律将变化转 换成光、电、半导体应变仪、压电应变仪、光纤应变仪 及微芯片传感器。
南京航空航天大学 航天学院 203  （2）制动器。是将控制器发出的电信号转换为机械信 号，从而达到调节结果状态的功能。理想的力学制动器 应能直接将电信号转换为母体材料中应变或位移。制动 器的类型有压电陶瓷、压电薄膜、电流变液体调节器、 形状记忆合金及磁致伸缩调节器。
南京航空航天大学 航天学院 204  （3）控制器。分析传感器传送的信息，以确定主体结 构的变形、损伤的位置及程度，根据预制的控制逻辑（ 算法），向制动器发送变形指令。  由于智能结构的特殊性能，在航天器将得到各方面的应 用，例如：①结构的主动振动、噪声和冲击控制；②结 构的形状控制或精确定位；③结构部件的损伤抑制和修 复。

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航天器结构与机构.ppt

  • 2. 南京航空航天大学 航天学院 2 内容大纲  5.1 概述  5.2 航天器载荷  5.3 航天器结构与机构材料  5.4 航天器结构与机构研制流程  5.5 航天器结构设计与分析及试验验证  5.6 航天器机构设计与分析及试验验证  5.7 航天器结构与机构举例——太阳翼  5.8 航天器结构与机构的发展趋势
  • 3. 南京航空航天大学 航天学院 3 5.1 概述 5.1.1航天器结构与机构的定义 (1) 航天器结构的定义  简单的说，航天器结构是为航天器提供总体构型，为航 天器上设备提供支撑，并承受和传递载荷的零部件的总 称。这些结构零部件形成了航天器的整个骨架，它一般 称为航天器的结构分系统。另外，近代航天器大多具有 在空间伸展在航天器本体之外的部件，它们一般可称为 附件，较典型的例子是太阳翼。
  • 4. 南京航空航天大学 航天学院 4  但应该指出，不仅结构分系统的零部件是结构，在航天 器其他分系统和有效载荷中也有自身的结构，例如，航 天器其他分系统中的各种设备也包括自身的外壳结构和 有关机械零部件，这些结构应该与结构分系统具有相同 或相似的设计要求和设计方法。 5.1 概述
  • 10. 南京航空航天大学 航天学院 10 Final configuration of Mir, with docked Space Shuttle
  • 14. 南京航空航天大学 航天学院 14 (2) 航天器机构的定义  简单是说，航天器机构是使航天器或其某个部分完成规 定动作，并且使它们处于要求的工作状态或工作位置的 机械组件。  一般说，航天器机构至少由一个运动部件和一个动力源 组成。运动部件用于实现特定的动作，其形式根据机构 的具体功能来确定，动力源用于使上述运动部件产生运 动，如电机、火工装置、压力气源、弹簧或自旋卫星的 离心力等。多数机构还包括某种形式的反馈装置，用于 提供位置、速度、力或力矩等反馈信息。
  • 15. 南京航空航天大学 航天学院 15  由于航天器的功能不断增多，需要采取各种机构来完成 航天器的多种任务，机构已经成为现代航天器中必不可 少的重要组成部分。航天器机构与航天器结构同属于机 械产品，因此一般把航天器结构分系统扩大成航天器结 构与机构分系统（Structure and Mechanism Subsystem SMS），或称为航天器机械分系统。
  • 16. 南京航空航天大学 航天学院 16  但应该指出，在航天器其他分系统中也包括许多机构， 如消旋机构，飞轮，热控百叶窗等。另外，随着载人航 天和月球探测技术的发展，各种新型机构不断出现。  目前尚不能明确的界定航天器结构与机构分系统中所属 的机构范围，但大致可以认为是指与航天器结构关系较 密切的机构，或者基本上独立于其他分系统的机构。本 章主要讨论航天器结构与机构分系统中结构与机构的设 计问题，但有关内容也可供其他分系统中结构与机构设 计时参考。
  • 17. 南京航空航天大学 航天学院 17 5.1.2 航天器结构与机构的主要功能 5.1.2.1 航天器结构的主要功能  对于整个航天器结构分系统来说，其主要功能可以有： （1）承受载荷。 （2）安装设备。 （3）提供构型。 （4）其他特殊功能。
  • 18. 南京航空航天大学 航天学院 18  （1）承受载荷。承受载荷为航天器结构的最主要功能 ，包括承受作用在航天器上的各种静态和动态载荷。具 体的说可以包括：①保证在各种载荷作用下结构不产生 材料强度破坏或者结构失稳破坏；②满足运载火箭对航 天器基频（最低的固有频率）的要求，以避免发射时产 生过大的动力耦合载荷；③保证在载荷作用下结构不产 生不容许的变形。总之，航天器结构应具有一定的强度 和刚度，以保证航天器的正常工作。
  • 19. 南京航空航天大学 航天学院 19  问题：  强度是值的什么？  刚度是值得什么？ Stiffness Strength
  • 20. 南京航空航天大学 航天学院 20  （2）安装设备。航天器的结构应为各分系统的设备提 供安装空间和位置、安装界面和接口，以及具体的安装 方式和连接件。具体的说可以包括： ①提供安装所需的连接强度和刚度，使得所安装设备的载 荷不超过容许范围； ②保证安装精度，使得所安装设备达到所需的位置精度要 求； ③提供和改善设备对空间环境的防护能力。
  • 21. 南京航空航天大学 航天学院 21  （3）提供构型。航天器的整体结构形式基本上确定了 整个航天器的构型，反过来说，航天器的构型基本上确 定了航天器的结构形式，因此这两者是密切相关的，具 体的说可以包括：①为航天器提供基本骨架构造；②为 航天器提供基本外部形状和尺寸大小；③为航天器提供 各种接口关系和连接形式，如与运载火箭的连接，与展 开附件的连接，与地面操作设备的连接等。
  • 22. 南京航空航天大学 航天学院 22  （4）其他特殊功能。对于有些特定的航天器，如需要 返回地面的航天器，还可能具有其他特殊的功能。例如 :①密封，保证在空间和返回地面时舱内设备或航天员 的正常工作和安全；②防热，防止返回地面时大气中高 温的影响。  以上各功能是针对整个航天器结构分系统而言，对于航 天器分系统中的各种结构零部件，根据其具体要求可以 具有上述一个或几个功能。一般说，承受载荷是所有结 构均需要具有的功能。
  • 23. 南京航空航天大学 航天学院 23  问题：对于返回式航天器，为了防止进入大气层后机体 过热， 如何应对? 材料？ 构型？
  • 24. 南京航空航天大学 航天学院 24 5.1.2.2 航天器机构的主要功能  在航天器机构产生运动的总功能的前提下，由于各种机 构需要完成的任务不同，还具体不同的具体功能。随着 航天技术的发展，特别是随着载人航天和月球探测技术 的发展，航天器机构的功能正在不断变化和扩大，目前 对航天器机构具体功能的理解还没有航天器结构那样明 确和全面。对于航天器结构与机构分系统中的航天器机 构，其具体功能至少可以有以下几种：
  • 25. 南京航空航天大学 航天学院 25  （1）连接。连接是指形成和保持航天器各部分之间、 航天器与运载火箭之间、或两个航天器之间的连接状态 。由于有时采取压紧方式把这两者压在一起，因此有时 也可以把连接称为压紧。另外，对于实现两个航天器在 空间的连接，一般称为对接。 连接是为了保证所有需要产生运动的部分能够承受载 荷，不产生非正常运动和不造成过大变形或损坏。应指 出的是，这里的连接方式与结构的永久性连接方式不同 ，它仅是一种暂时性的连接。
  • 26. 南京航空航天大学 航天学院 26  （1）连接。连接是指形成和保持航天器各部分之间、 航天器与运载火箭之间、或两个航天器之间的连接状态 。由于有时采取压紧方式把这两者压在一起，因此有时 也可以把连接称为压紧。另外，对于实现两个航天器在 空间的连接，一般称为对接。
  • 27. 南京航空航天大学 航天学院 27  （2）释放。释放是指解除航天器各部分之间、航天器 与运载火箭之间、或两个航天器之间的连接状态。释放 为实现运动提供准备条件，释放有时也可称为解锁。  （3）展开。展开是指改变航天器上附件或设备的相对 位置或自身形状，但附件或设备仍与航天器本体保持各 种形式的联系，显然，为了实现展开功能，必须先完成 释放功能。
  • 29. 南京航空航天大学 航天学院 29  由于受到运载火箭或航天器舱段容积的限制，或者由于 飞行任务的需要，有些附件或设备需要在空间进行展开 来改变其位置或形状。  收拢是与展开相反的功能，收拢与展开具有既对立又统 一的关系，没有收拢就没有展开，反之亦然，因此展开 功能中必然包含收拢功能。
  • 30. 南京航空航天大学 航天学院 30  （4）分离。分离是指使航天器各部分之间、航天器与 运载火箭之间、或两个航天器之间相互脱开的过程。与 上述展开功能不同，两个被分离部分在分离之后已没有 任何联系。同样，为了实现分离功能，必须先完成释放 功能。
  • 31. 南京航空航天大学 航天学院 31  （5）指向。指向是指按规定的速率和时间驱动相关部 分，使它指向规定的目标或处于规定的方位，其运动可 以连续的或间歇的进行。上述释放、展开和分离功能完 成的时间较短，而指向功能一般要在空间轨道运行中长 期产生作用。指向功能主要用于一些有定向要求的活动 部件或附件，例如对日定向的太阳翼、对规定目标跟踪 的天线等。
  • 32. 南京航空航天大学 航天学院 32  （6）缓冲。在航天器着陆、在轨对接或大型部件在展 开过程中，航天器或其部件由相对运动变为相对静止。 在此过程中航天器及其设备往往会受到较大的冲击载荷 ，可能受到损伤甚至导致功能失效。为此需要采用相应 的缓冲措施来吸收冲击能量，保证航天器及其设备的安 全。
  • 33. 南京航空航天大学 航天学院 33  （7）承载。航天器机构的大部分零部件也是一种机械 件，因此与航天器结构相似，也具有一定程度的承载功 能。例如航天器与运载火箭之间的分离机构需要承受发 射载荷；展开机构或指向机构在空间运动时需要承受温 度交变环境下的热载荷等。
  • 34. 南京航空航天大学 航天学院 34 5.1.3 航天器结构与机构的主要类型 5.1.3.1 航天器结构的主要类型  （1）按照结构的形状。按照航天器结构零部件的形状 可以分为杆系结构、板结构和壳结构。杆系结构是由一 维形状的杆件和相关的杆接头组成的结构。板结构是二 维的平板形状结构，壳结构是二维的旋转壳或其他曲面 形状结构。
  • 36. 南京航空航天大学 航天学院 36  （2）按照传递载荷的作用大小。按照结构在传递载荷 中的作用可以把结构分为主结构和次结构：主结构与运 载火箭对接，把载荷从运载火箭传递到航天器，构成主 要的传力路径；次结构是与主结构相连接的各种结构， 用于支撑航天器上设备和保持航天器的外形，由此构成 航天器的整体结构。次结构也包括附件结构。也可将航 天器结构分为三级，第一、二级与上述主次结构基本对 应，第三级结构为电缆、管线等系统支架及电子设备本 身的结构。
  • 37. 南京航空航天大学 航天学院 37  （3）按照结构的功能。可以按照上述结构功能分为承 载结构、密封结构和防热结构。但在多数情况下，结构 的功能是多重的，例如密封结构也具有承载功能。  （4）按照组成结构的材料。航天器结构中主要采用两 类材料：金属材料和复合材料。由于两类材料有许多不 同特性，因此可以把结构分为金属结构和复合材料结构 。
  • 38. 南京航空航天大学 航天学院 38 5.1.3.2 航天器机构的主要类型  由于航天器机构种类繁多，功能不一，因此目前很难对 航天器机构进行明确的分类。一般说，可以根据航天器 机构工作的时间特点把它们分为两类：即一次性工作机 构和长期工作机构。
  • 39. 南京航空航天大学 航天学院 39  一次性工作机构是指仅需要工作一次的机构。通常用于 改变航天器的构型，这些构型改变可以很大，如航天器 与运载火箭之间分离或航天器各舱段之间的分离；可以 较大，如航天器上太阳翼的展开机构；也可以很小，如 依靠自旋卫星离心力展开的鞭状天线。属于一次性机构 的有各种释放机构、分离机构、展开机构、缓冲机构等 。
  • 40. 南京航空航天大学 航天学院 40  长期工作机构是指在空间轨道上需要长期工作的机构， 根据工作状态不同，长期工作机构还可以分为连续工作 机构和间歇工作机构。长期工作机构一般需要较复杂的 机电装置，并且要求保持长寿命，因此在设计和制造上 比一次性机构难度大。属于长期工作机构的有天线指向 机构、光学系统指向机构、太阳翼对日定向机构、空间 对接机构、舱门机构、空间机器人机构等。
  • 41. 南京航空航天大学 航天学院 41 由于目前严格分类的困难，以下仅根据航天器机构的 不同具体功能，列举几种比较常见的机构类型。  （1）压紧与释放机构。它是实现上述连接功能和释放 功能的机构。压紧作用的实现一般依靠某种机械连接件 ，如螺栓，螺杆，卡销、弹性张力带、张紧绳等，释放 作用的实现依靠某种专用的释放装置，包括各种火工装 置（如爆炸螺栓，切割器，拔销器，火工锁等）或非火 工装置。太阳翼的压紧与释放机构是一个比较典型的例 子。
  • 43. 南京航空航天大学 航天学院 43  （2）展开机构。展开机构是实现上述展开功能的机构 。展开机构中的动力源可以采用弹簧，电机或利用材料 的弹性储能。展开机构中的展开装置种类很多，包括各 种铰接展开装置和线性展开装置。太阳翼采用的铰链机 构是一个较典型的铰接展开机构之例。线性展开装置可 以采取多种方式，如管状杆，望远镜式杆，盘绕柱杆， 铰接柱杆等。管状杆和盘绕柱杆均是利用材料的弹性储 能作为展开动力。
  • 44. 南京航空航天大学 航天学院 44  （3）连接与分离机构。它是可以实现上述连接，释放 和分离功能的机构。其中实现连接和释放功能的装置可 采用适当的释放装置；实现分离功能的装置可采用弹簧 ，火工装置或分离火箭等分离装置。  与压紧与释放机构不同，在连接与分离机构中，往往由 同一种装置来实现连接和释放功能（如爆炸螺栓），甚 至由同一装置实现连接，释放和分离功能（如某些火工 锁）。
  • 45. 南京航空航天大学 航天学院 45 1. 压紧（卫星在发射前将太阳帆压紧，节约空间） 2. 分离（卫星和运载火箭分离，进行入轨） 3. 释放（卫星释放太阳帆，或展开天线） 4. 展开（面展开的卫星太阳帆，抛物面天线阵列） 5. 驱动（卫星驱动太阳帆指向太阳） 6. 连接（卫星与国际空间站交会对接）
  • 46. 南京航空航天大学 航天学院 46  （4）跟踪指向机构。跟踪指向机构可以间歇工作或连 续工作。间歇工作机构在航天器整个寿命期内间歇的工 作，如天线指向机构，光学系统指向机构，可伸缩太阳 翼等。连续工作机构在航天器整个寿命期内一直工作， 基本上连续驱动相关部件转动，如为了使太阳电池对日 定向的太阳翼驱动机构。 Habor望远镜长期姿态保持的凝视
  • 47. 南京航空航天大学 航天学院 47  （5）缓冲机构。缓冲机构主要用于航天器着陆及部件 展开时的冲击缓冲。根据其在各方向的缓冲能力不同， 可以分为一维缓冲机构和多维缓冲机构，前者如“神州 号”飞船航天员座椅缓冲机构，后者如阿波罗载人登月 舱的着陆缓冲机构。根据其缓冲方法的不同，可以采用 液压阻尼缓冲装置，金属变形缓冲装置，电磁阻尼缓冲 装置，磁流变液缓冲装置，弹簧缓冲装置，摩擦缓冲装 置等。
  • 51. 南京航空航天大学 航天学院 51  （6）舱门机构。舱门机构是载人航天器密封舱中采用 的典型机构，它用于舱门的开启，关闭和锁紧。舱门机 构有多种形式，根据开启的动力不同，可以分为手动舱 门机构和电动舱门机构。对于手动舱门机构，它依靠手 轮来关闭（开启）舱门，手轮通过由行星齿轮与连杆组 成的传动机构，沿密封舱的门框周边压紧（松开）舱门 。
  • 53. 南京航空航天大学 航天学院 53  （7）对接机构。对接机构是用来实现两个航天器之间 空间对接与分离的复杂机构。对接机构包括成对的两个 对接机构，其中一个为参与从捕获、对接到分离的所有 作业的主动对接机构；另外一个为只参与对接与分离的 被动对接机构。对接机构可以实现伸缩杆伸出，初始偏 差补偿，缓冲，捕获，校正，收缩拉紧，航天器对接框 刚性密封连接或解锁，航天器分离等一系列动作。
  • 55. 南京航空航天大学 航天学院 55 5.2 航天器载荷  如上所述，承受载荷是航天器结构的最主要功能。载荷 是航天器结构设计的最主要依据。也是整个航天器设计 的重要依据之一，因此需要专门的加以说明。 5.2.1 载荷的性质  这里的载荷是一个广义的概念，可以指力，力矩，压力 ，应力，应变，位移以及加速度（可以造成惯性力）等 ，甚至可以指热和温度（可以引起热载荷）。
  • 56. 南京航空航天大学 航天学院 56 5.2.1.1 静载荷  静载荷或称静态载荷，通常是指随时间不变的载荷，或 者其作用时间或变化时间要比结构的固有弹性振荡周期 长的多的载荷，因此也可称为稳态载荷。例如，航天器 在地面制造，操作，贮存中承受的载荷，发射过程中纵 向和横向加速度惯性力，轨道飞行中航天器温度变化引 起的载荷，返回再入时的气动加热，气动外压等引起的 载荷，等等。
  • 57. 南京航空航天大学 航天学院 57 5.2.1.2 动载荷  动载荷或称动态载荷，是指随时间变化较快的载荷。动 载荷的性质比较复杂，航天器上遇到的主要动载荷有：  （1）周期振动载荷。大小随时间做周期性重复变化的 载荷，常见的典型情形为正弦振动载荷。航天器上的周 期振动载荷一般为低频周期振动载荷。  （2）瞬态振动载荷。随时间迅速衰减的载荷。低频的 瞬态载荷往往表现为一个因受到阻尼而迅速衰减的周期 振动载荷。
  • 58. 南京航空航天大学 航天学院 58  （3）冲击载荷。载荷随时间发生急剧变化的载荷，其 持续时间极短（与固有弹性振荡周期相比），频率范围 很宽。在航天器中的冲击载荷形式主要为复杂冲击载荷 ，也称为高频瞬态振动载荷。  （4）随机振动载荷。振动载荷可以分为确定性振动载 荷和随机振动载荷两类。上述几种载荷均属确定性振动 载荷，而随机振动载荷的振动状态无法用确定的时间函 数来描述，随机振动具有统计意义上的规律性。随机振 动虽然不能在时域范围上表示，但可以在频域范围上来 表征。根据随机振动的频域范围的大小，也可以把随机 振动分为高频随机振动和低频随机振动。
  • 59. 南京航空航天大学 航天学院 59 5.2.2 载荷的来源  根据载荷的不同来源，可以把航天器所承受的载荷分为 两类：①内在载荷，指航天器内部固有的载荷。他们一 般与航天器的外界环境条件无关，并且主要为静载荷形 式；②外部载荷，指由航天器的环境条件引起的载荷， 环境条件包括地面环境，发射环境，空间环境或返回地 面的环境，其中发射环境引起的载荷最严重和最复杂。
  • 60. 南京航空航天大学 航天学院 60 5.2.4 力学环境试验的载荷条件  在载荷确定以后，除了需要进行在载荷条件下的结构分 析之外，一般说需要对主要结构或整个航天器进行各种 载荷下的试验，这些试验称为力学环境试验，包括静力 试验，正弦振动试验，随机振动试验，噪声试验和冲击 试验等，因此需要确定相应试验中的载荷条件。
  • 61. 南京航空航天大学 航天学院 61 5.3 航天器结构与机构材料  材料是制造航天器的基础。对于航天器结构与机构的机 械产品，材料的作用尤其重要，因为材料的性能在很大 程度上可以决定结构与机构的性能，因此需要对有关材 料有较充分的了解并做出正确的选择。 5.3.1 对材料的性能要求 （1）低密度要求  为了减小航天器结构与机构的重量，必须采用密度尽量 低的结构材料。
  • 62. 南京航空航天大学 航天学院 62 （2）力学性能要求  弹性模量高。大多数航天器结构要求有较高的刚度，根 据结构力学原理可知，提高航天器结构刚度的最直接和 有效的途径是提高结构材料的弹性模量，因此，高模量 要求是航天器结构材料的一大特点。  强度高。强度是航天器结构与机构的基本要求，特别是 对于舱体结构和主要机构部件，由于承受较大载荷，需 要直接根据材料强度进行设计。  韧性好。韧性好的材料可以提高抗冲击能力，避免过大 的应力集中，并且改善制造工艺条件。
  • 63. 南京航空航天大学 航天学院 63 （3）物理性能要求  热膨胀系数。为了在空间温度变化条件下保持尺寸稳定 ，需要采用具有较小热膨胀系数的材料，或者相邻结构 的膨胀系数相互接近，以防止过高的温度应力或温度变 形。  比热容。一般要求材料有较高的比热容以减小结构上的 温度变化。对于返回式航天器的防热结构，更要求材料 有髙的比热容，以起到降低温度的作用。
  • 64. 南京航空航天大学 航天学院 64  热导率。一般要求材料有较高的热导率，避免因温度变 化而产生过高的应力或变形。但有时由于热控或防热需 要，要求结构兼有隔热作用，则应采用热导率低的材料 。  电导率。应根据特殊要求来选择导电材料或绝缘材料。 例如,天线反射器结构的反射表面材料需要采用导电材 料，太阳电池阵结构的贴太阳电池表面材料需要采用电 绝缘材料。
  • 65. 南京航空航天大学 航天学院 65 （4）空间环境稳定性要求  近地空间环境包括真空、热辐射、带电粒子辐射、紫外 辐射、中性原子和分子颗粒、微流星和空间碎片等。这 些环境条件对航天器结构和机构可能有不利影响，特别 是对所采用材料有较大影响。因此，对于长期在轨道运 行的航天器材料,尤其是对于直接暴露在空间环境的材 料，其性能的降低或改变不应超出设计允许的范围。
  • 66. 南京航空航天大学 航天学院 66 （5）材料真空出气要求  在真空环境下出气不仅可能降低材料的性能，更重要的 是可能污染邻近设备表面。一般规定:材料的总质量损 失不得大于1% ，可挥发物不得大于0.1%。
  • 67. 南京航空航天大学 航天学院 67 5.3.4 航天器结构与机构材料的选择 5.3.4.1 材料选择的原则  （1）选用低密度材料。因此，密度较高的材料，如不 锈钢，铜合金，玻璃钢等材料，一般不宜作为主要材料  （2）选用刚度和强度高的材料。因此采用比模量和比 强度高的材料。
  • 68. 南京航空航天大学 航天学院 68  （3）选用满足规定物理性能要求的材料。例如，对于 具有热稳定性，导热，导电，绝缘，绝热，透波，密封 等不同特殊要求的零部件，需要选用不同的材料。  （4）选用能够满足制造工艺条件要求的材料。材料应 该能够实现制造工艺，如切削加工，成型，焊接，铆接 ，胶接等不同要求。
  • 69. 南京航空航天大学 航天学院 69  金属材料  常用的金属材料有：铝合金，镁合金，钢，钛合金，铍 和铍合金，高温，耐熔合金。金属材料的特点：强度高 ，性能均匀，能适合复杂的承载条件；弹性模量高，满 足刚度要求，提高结构自然频率；在空间环境条件下稳 定性好；加工工艺成熟，检测方法完善；材料规格齐全 ，供应良好。金属材料通常用于本体结构，支架结构， 压力容器，各种连接件和机构零件。
  • 70. 南京航空航天大学 航天学院 70  复合材料  常用的复合材料有：玻璃纤维/环氧树脂、碳纤维/环氧 树脂、芳纶纤维/环氧树脂、涤纶织物、硼纤维等。主 要特点有：高比模值；高比强度值；极小的热变形；材 料可设计性；复合材料主要用于本体结构；太阳电池阵 结构；天线结构；内压容器；杆及支架结构；防热结构 和烧蚀材料。
  • 71. 南京航空航天大学 航天学院 71 星上典型结构简介  承力筒在各型号卫星中广泛应用，他们通常可以是加强 壳，波纹壳等，所用的材料有铝合金、碳纤维复合材料 、钛合金等。  蜂窝板由于优良的力学性能、高的比刚度和比强度，是 卫星结构中应用的最广泛的结构件，通常用于仪器安装 板、太阳翼基板和天线反射面结构等。常用材料是铝蜂 窝夹心和铝合金或碳纤维复合材料表板。  防热结构通常为复合的结构形式，以便起到既能防热又 能承受载荷保证正常的结构功能。
  • 73. 南京航空航天大学 航天学院 73 5.4 航天器结构与机构研制流程  航天器结构与机构的研制是从确定设计要求开始，直到 发射为止的整个过程。总的来说，航天器结构与机构的 研制过程可分成四个阶段，每个阶段均包括了设计分析 、制造和试验三个步骤： （1) 可行性论证阶段。对准备进行研制的卫星，分析其 任务需求，了解其对结构和机构的要求；综合技术储备 、资源条件、周期和成本等因素，提出各种结构和机构 方案设想；对各种设想的方案考察其可行性，提出方案 建议供系统设计选择；不断地修正方案建议，以使卫星 系统方案可行；针对方案建议中的难点提出攻关项目， 并完成支撑性课题攻关工作。
  • 74. 南京航空航天大学 航天学院 74 5.4 航天器结构与机构研制流程 （2）方案阶段。进行多方案的分析、比较、论证，确定 航天器结构与机构的初步设计方案。其中，设计分析的重 点是分析和明确设计要求，构思和比较各种设计方案；制 造和试验的重点是针对涉及方案原理性的试验件、新构造 或新材料工艺的零部件(如由 新型复合材料、形状记忆合 金等作成的零部件）、关键性零部件(如点火可靠性要求 高的火工品）和技术复杂性高的零部件(如难以作强度计 算的连接接头）。
  • 75. 南京航空航天大学 航天学院 75 5.4 航天器结构与机构研制流程 （3）初样阶段。按照鉴定量级的设计条件，完成卫星结 构与机构的设计、分析、制造和试验。其中，设计分析的 重点是依据已确定的设计要求和设计方案，进行全面细致 的设计和分析计 算，最终作出可投产的正规设计图样和 设计文件；制造的重点是生 产出符合图样要求的所有产 品，包括与产品有关的试验件。试验的重点是在鉴定载荷 量级下进行主要结构部件（如主结构、太阳电池阵）的静 力和动力试验，必要时可作破坏试验。
  • 76. 南京航空航天大学 航天学院 76 5.4 航天器结构与机构研制流程 （4）正样阶段。修改和完善卫星结构与机构的设计、分 析和制造，按照验收量级的设计条件进行验收试验，并准 备参与卫星发射。设计分析的重点是根据初样生产、装配 、试验的结果和 发现的问题，修改和完善初样设计，特 别是依据最新的输人数据， 细化分析计算结果，并在此 基础上最终作出正式飞行件的生产图样和设计文件；制造 重点是提供满足飞行件性能要求的正式产品；试验重点是 参与整星或部件的地面验收试验（如正样整星力学试验、 正样太阳电池阵地面展开试验等)来检査和验证结构或机 构产品的性能。
  • 77. 南京航空航天大学 航天学院 77 5.4 航天器结构与机构研制流程 综合分析 方案设想 提出攻关项目 方案设计 初步设计和分析 关键技术攻关 方案验证 方案评审 初样设计 初样阶段 方案阶段 可行性论证阶段
  • 78. 南京航空航天大学 航天学院 78 5.4 航天器结构与机构研制流程 初样设计 初样分析 设计评审 零部件制造 零部件验收 初样产品装配 鉴定试验 初样阶段评审 正样设计 制定验收规范 制定试验规范 正样阶段 初样阶段 方案阶段
  • 79. 南京航空航天大学 航天学院 79 5.4 航天器结构与机构研制流程 零部件验收 初样产品装配 鉴定试验 初样阶段评审 正样设计 正样分析 零部件制造、验收及产品装配 验收试验 出厂评审 制定试验规范 正样阶段
  • 80. 南京航空航天大学 航天学院 80 5.5 航天器结构设计 5.5.1 结构设计的特点  一般说，与其他地面机械设备相比，航天器结构并不复 杂，甚至有的还非常简单。但是由于航天器任务的特殊 性，航天器需要经历发射，空间轨道运行和返回地面三 个特殊而严酷的环境，并且在轨工作一旦出现故障，很 难进行维修。因此与地面应用的机械设备相比，航天器 结构具有以下特点：
  • 81. 南京航空航天大学 航天学院 81  （1）突出刚度设计。大多数航天器承受发射时的动载 荷，要求航天器固有频率大于规定值或在某个频率范围 之外，以减轻动态耦合效应，而固有频率与航天器结构 的刚度直接相关。另外，航天器发射时的稳态载荷大多 数使航天器结构呈压缩状态，因此存在结构失稳问题。 提高结构稳定性的有效途径也是需要提高结构的刚度。 因此，对于大多数航天器结构设计，首先要考虑航天器 结构的刚度问题。
  • 82. 南京航空航天大学 航天学院 82  当然，对于较大尺寸的航天器，特别是载人飞船和返回 式航天器的密封舱结构，由于存在内压载荷作用，并且 结构的总体刚度一般已经很大，设计上可能首先考虑结 构的强度问题。
  • 83. 南京航空航天大学 航天学院 83  （2）尽量减小重量。为了能够在运载火箭的容许能力 下发射航天器，必须尽量减小航天器的重量（质量）。 而航天器结构的重量占据整个航天器重量的较大比例， 因此尽量减小重量是航天器结构设计的重要任务之一。  （3）利用有限容积。由于航天器的体积和形状受到运 载火箭或其整流罩的严格限制，因此航天器结构必须设 计的非常紧凑，充分利用有限空间来安装各种设备。
  • 84. 南京航空航天大学 航天学院 84  （4）适应空间和再入轨道环境。空间环境是所有航天 器均必须经历的特殊而严酷的环境（包括真空，低温， 高低温交变，带电粒子辐射，紫外辐射等），对于需要 返回地面的航天器，还需要经历再入大气层的高温环境 ，着陆冲击环境等，这些特殊环境对航天器结构设计提 出了特殊的要求。  （5）满足一次性使用。与可重复使用的飞机不同，航 天器一般只能或只需使用一次，大多数航天器结构承受 载荷的时间不长。因此，航天器结构的疲劳寿命问题一 般不严重，可以不加考虑。
  • 85. 南京航空航天大学 航天学院 85 5.5.2 结构设计的技术要求 5.5.2.1 基本要求  基本要求是设计中必须始终遵循的基本原则，结构设计 的基本要求为强度要求，即结构不能破坏。为此，必须 进行结构分析以求出结构中的最大载荷或应力，并进行 强度验证。必要时还应对主要结构进行静力、动力载荷 想的力学试验验证。
  • 86. 南京航空航天大学 航天学院 86 5.5.2.2 强制要求  强制要求实质上就是设计的约束条件，它一般是航天器 系统对结构和机构分系统下达的设计要求或设计指标。 强制要求主要分为三类：  （1）运载火箭的约束。根据运载火箭的用户手册，对 整个航天器的纵向，横向，扭转基频和动态包络空间都 有明确的要求。应说明的是：严格说基频要求是对整个 航天器的要求而不是对结构的要求，但是由于航天器有 效载荷和各分系统设置确定后，航天器基频主要取决于 航天器结构的刚度，因此往往把基频的要求作为航天器 结构的主要要求。
  • 87. 南京航空航天大学 航天学院 87  （2）航天器系统的要求。如结构构型，结构布局，结 构重量以及结构刚度分配。  （3）环境条件的约束。主要是发射载荷环境，也包括 轨道环境和再入环境。其中，有些环境是可以变更的， 例如温度环境，可与热控分系统协调后求得最合理的设 计约束条件。
  • 88. 南京航空航天大学 航天学院 88 5.5.3 结构方案设计  航天器结构设计方案将对航天器结构的研制，甚至对整 个航天器的研制产生深远的影响，需要认真对待。  航天器结构方案与航天器总体方案密切相关，航天器的 总体方案是航天器结构方案的基础，反过来，航天器的 具体结构方案影响着航天器总体方案的实施。
  • 89. 南京航空航天大学 航天学院 89 5.5.3.1航天器构型设计  航天器构型设计是航天器系统设计的重要内容之一，构 型包括发射构型、在轨构型和返回构型。航天器的构型 设计需要根据航天器的系统方案要求，并充分考虑到质 量特性、尺寸、功耗、视场、机电接口、承载、姿控、 热控、电磁兼容性、装配和操作等多方面要求后确定。
  • 90. 南京航空航天大学 航天学院 90 (1)构型设计与航天器结构设计的关系  航天器构型设计与航天器的结构设计关系非常密切。可 以说航天器构型设计是结构设计的基础，这是因为：① 航天器的构型基本上决定了航天器结构的构型，如轮廓 尺寸、主结构类型、展开附件结构的大小和位置等。实 际上一旦航天器构型已经确定,则结构分系统的基本组 成也就已经初步确定；②航天器结构设计的许多具体要 求和设计参数需要通过航天器的构型设计导出。如各结 构部件的形状、位置、尺寸和接口关系等；③只有在航 天器的构型确定之后，才能正式开始航天器结构设计。
  • 91. 南京航空航天大学 航天学院 91  因此，航天器结构设计人员应该尽早参与航天器系统的 构型设计工作，一方面可以充分了解系统构型设计的意 图和对结构设计的要求；另一方面可以获得更合理的结 构构型，为开展航天器结构设计打下良好的基础。
  • 92. 南京航空航天大学 航天学院 92 （2）与结构设计有关的航天器构型设计内容  航天器构型设计的主要内容有：①确定航天器的外形， 航天器的外形可以采取圆柱形或圆锥形、长方体形、多 面体形等,它们的选择主要与航天器是否采用整流罩以 及采用何种姿态稳定方式有关;②确定航天器各分系统 的布局,包括各分系统部件和展开部件的安装位置、质 量特性、形状、尺寸、机械接口等特性,构型设计就是 要合理确定各个部件和附件的空间配置；
  • 93. 南京航空航天大学 航天学院 93  ③确定主结构形式。航天器主结构形式可以有多种形式 ，它们的选择与航天器任务要求和系统设计要求有关， 特别是与航天器结构设计有直接关系。  在航天器构型设计中，为了得到合理的航天器结构，传 力路线是一个必须考虑的重要问题。其中最主要的原则 是力流连续性原理和直接的、最短路径传力原理。
  • 94. 南京航空航天大学 航天学院 94 （3）几种主结构的构型形式  主结构是航天器结构中的核心，它把来自运载火箭的载 荷传递到航天器的各个部分，并作为组装航天器上其他 结构和设备的基础。目前主要形式有：  中心承力筒结构。中心承力筒结构是一个位于航天器中 央的筒形结构。如中国通信卫星和资源卫星平台、美国 劳拉公司的FS1300平台、法国宇航公司于德国MBB公司 的SB3000卫星平台，法国马特拉公司于英国马可尼公司 的Eurostar2000卫星平台所采用的主承力结构。
  • 96. 南京航空航天大学 航天学院 96  杆系结构。杆系结构是由许多直杆或曲杆相互连接组成 的桁架或刚架。如美国休斯公司的HS702航天器平台， 自由号空间站，STARS望远镜所采用的主承力结构  箱型板式结构。箱型板式结构是有多块平板组成的箱型 结构。如美国洛克希德 马丁公司的A2100卫星平台，日 本ETS6卫星平台，中国某卫星平台所采用得主承力结构 。  壳体结构。壳体几个一般为回转体形状，是返回卫星舱 体结构所必须采用的形式。
  • 99. 南京航空航天大学 航天学院 99  目前卫星结构中较多采用中心承力筒作为主结构。与 其他结构形式相比有以下优缺点：①在传递载荷时，其 载荷可以沿整个筒体均匀分布，不存在很大的集中载荷 ，从而使得结构设计比较合理；②适宜采用包带式连接 与分离机构直接与运载火箭对接；③组成的零部件少， 结构形式相对简单；④结构的继承性较好； 中心承力筒主结构
  • 100. 南京航空航天大学 航天学院 100  ⑤由于壳体为封闭构型，因此其开敞性较差，妨碍中心 承力筒内设备的装配操作；⑥对卫星设备布局不利，特 别是在较大型卫星情况下，限制了选择推进剂贮箱数量 和安放位置的灵活性；⑦为了在中心承力筒内壁安装推 进剂贮箱，需要增加承力筒的高度，从而相应增加了在 运载火箭对接面上的弯矩，这在大型卫星情形下更为严 重。
  • 101. 南京航空航天大学 航天学院 101 构形设计的经验规律 尽管空间飞行器构形设计没有固定的模式，但其设计 过程也遵循一定的“经验积累规律”：  无人空间飞行器本体构形均采用桁架式结构或承力筒式 结构，返回式卫星采用钝头锥筒体式结构，载人飞船的 工作舱、生活舱均采用筒体式密封舱结构。  用于对地感测任务的大型空间飞行器均采用三轴稳定， 多装有跟踪或数据中继卫星天线，用于材料科学研究和 加工、药物生产的空间平台可采用三轴稳定或重力梯度 稳定，用于天文观测或太阳观测的飞行器采用惯性定向 模式。
  • 102. 南京航空航天大学 航天学院 102  长寿命的空间飞行器的电源系统采用太阳能电池阵和 蓄电池组合供电，载人飞船早期多采用燃料电池供电 系统，目前也采用太阳能电池部分供电，外行星探测 器采用核电源供电，大型空间站采用太阳能电池阵和 热机系统联合供电。  一般空间飞行器利用飞行器表面辐射散热，大功率空 间飞行器则需要采用热辐射散热器。  所有空间飞行器均有对接机构。
  • 103. 南京航空航天大学 航天学院 103 5.5.3.2 结构形式、材料和连接方式的选择  （1）结构形式的选择，每种结构可以根据需要和可能 采用不同的具体结构形式，如杆系结构，可以为桁架或 刚架、平面或空间以及杆件的不同组合方式。板结构， 可以为平板结构，加筋板结构、蜂窝夹层板结构。中心 承力筒结构，可以为波纹壳结构、加筋壳结构、夹层壳 结构。密封舱结构，可以为光壳结构，加筋壳结构、整 体壁板结构。防热结构，可以为热沉防热结构，辐射防 热结构，烧蚀防热结构。
  • 104. 南京航空航天大学 航天学院 104 5.5.4结构强度验证 5.5.4.1结构材料的强度准则 结构失效可以有不同的方式，包括：  材料的破坏，包括断裂，屈服，复合材料分层等。  结构的失稳，结构规定部位载荷或应力超过结构的临界 载荷或临界应力  结构变形，结构规定部位的变形超过容许变形值。
  • 105. 南京航空航天大学 航天学院 105 5.5.4.2 结构强度设计规范 （1）强度设计规范  航天器结构的强度设计规范采用对结构安全裕度的要求 来表示，安全裕度的定义为： 安全裕度=破坏应力/设计应力-1 其中，设计应力=使用应力*安全系数。
  • 106. 南京航空航天大学 航天学院 106 5.5 航天器结构分析 5.5.1 结构分析的基本概念、重要性和方法 5.5.1.1 结构分析的基本概念  航天器结构分析主要为结构的力学分析，它采用结构力 学的方法，分析和计算航天器结构本身的力学特征（如 刚度、模态、临界载荷等）以及在已知载荷条件下航天 器结构的响应（如应力、变形、加速度等）。  航天器结构的力学分析是专业性较强的内容，从力学学 科的观点看，结构力学是在弹性力学的基础上，进行各 种几何和物理简化假设而形成的适合工程应用的力学学 科。
  • 107. 南京航空航天大学 航天学院 107 5.5.1.2 结构分析的重要性  （1）航天器结构的主要设计要求和依据是结构的强度 及刚度性能，而结构分析是识别和验证结构强度和刚度 性能的主要手段之一。  （2）由于航天器结构越来越复杂和对航天器结构要求 越来越苛刻，需要依靠分析计算才能得到准确合理的设 计参数。
  • 108. 南京航空航天大学 航天学院 108  （3）可靠的分析计算可以减少或甚至替代结构的试验 验证。  （4）在实际研制过程中，结构分析与结构设计之间存 在难以分割的密切关系。
  • 109. 南京航空航天大学 航天学院 109 5.5.1.3 结构分析的方法 结构力学分析的方法分为解析法和数值法。  （1）解析法。解析法适用于一些形状和边界条件简单 的杆、梁、板、壳，其作用是：为准确运用数值方法提 供理论基础；提供工程适用的简单分析方法；结合试验 提供实用的经验或半经验公式；提供数值分析所需输入 的数据；提供“标准”的理论解。
  • 110. 南京航空航天大学 航天学院 110  （2）数值法。目前结构分析主要采用有限元法（ Finite Element Method,FEM），其基本概念是：将实 际的结构（连续体）离散为有限数目的互相连接的单元 （因此称为“有限元”）；然后应用各种力学变分原理 来替代一个或几个弹性力学中的基本关系（几何关系、 本构关系和平衡关系），由此导出有限元的基本特征， 如刚度矩阵、质量矩阵等；从而建立各节点的力学参数 之间的关系（一般为联立代数方程组），使问题可以求 解。
  • 112. 南京航空航天大学 航天学院 112 5.5.2 静力分析  静力分析的目的是确定结构在各类稳态载荷和热载荷作 用下的结构的响应特性，计算出结构中产生的载荷、应 力、应变和变形。另外也可计算出结构本身的失稳临界 载荷或临界应力。  静力分析的结果可用于选择和确定结构的设计参数；作 为结构强度验证的重要依据；以及指导结构试验工作。 可以针对整个航天器结构，也可以针对航天器的主结构 或某些关键的结构部件进行静力分析。  静力分析主要包括平衡问题、稳定问题和热弹性问题。
  • 113. 南京航空航天大学 航天学院 113 5.5.2.1 平衡问题  静力分析的平衡问题为在已知静载荷下求解结构的变形 、应变和应力，由于在有限元法分析中一般采用位移法 ，因此在分析中首先求出位移，然后求出应变和应力。 5.5.2.2 稳定问题  以上说明的平衡问题是假设结构始终处于“稳定”的平 衡状态，也就是说，不管外界载荷多大，除非结构材料 已经屈服或断裂，结构总保持在一个稳定的平衡位置上 。
  • 114. 南京航空航天大学 航天学院 114  实际上，对于某些结构，特别是刚度较差的薄壁结构， 在某种压缩或剪切载荷（或应力）状态下，当载荷或应 力达到一定值时，相同载荷（或应力）状态下的结构可 以存在一个以上的平衡位置，原来稳定的平衡位置变成 不稳定的平衡位置，在稍有外界干扰下，将从这个不稳 定的平衡位置趋向另一个平衡位置，由此将造成不希望 的很大结构变形或完全坍塌。这种现象称为结构的“失 稳”现象，达到这个失稳现象的载荷（或应力）值，称 为“临界载荷”（或“临界应力”）。
  • 115. 南京航空航天大学 航天学院 115  具体结构的失稳现象是比较复杂的，根据不同的结构形 式和载荷条件，可以存在多种失稳模式。如果整个结构 发生失稳，称为“整体失稳”；如果仅结构局部区域发 生失稳，称为“局部失稳”。  一般说，在航天器结构中，特别是在航天器的主要结构 中，结构失稳是不容许的。因此，需要用分析方法来确 定结构的临界载荷或临界应力。
  • 116. 南京航空航天大学 航天学院 116 5.5.2.3 热弹性问题  在以上说明的结构分析中，均没有考虑温度的影响，热 弹性理论考虑温度引起的结构热变形和热应力。考虑温 度影响的结构分析在航天器结构设计中非常重要，至少 有以下两点：  （1）由于空间轨道环境的温度变化影响，可能造成结 构上不容许的热变形，特别是一些要求尺寸精度高的结 构的热变形。例如高频天线反射器的微小热变形，就会 造成天线增益的下降。
  • 117. 南京航空航天大学 航天学院 117  （2）由于地面或轨道环境中的温度变化，有可能造成 结构上不容许的热应力，甚至造成结构的损坏。例如， 复合材料结构在固化成形之后，由于固化温度的影响， 结构中会存在一定的内应力（残余应力），有时这些应 力很高，可能造成复合材料的损坏。
  • 118. 南京航空航天大学 航天学院 118 5.5.3 模态分析 5.5.3.1 模态分析的目的和作用  模态是指整个航天器或主要部件在振动时，它们的各阶 固有频率及其相应的振型。  模态分析的目的就是要求出它们的固有频率及其相应的 振型。
  • 119. 南京航空航天大学 航天学院 119  航天器模态取决于航天器的刚度、航天器系统的质量分 布和边界条件，因此严格说，它是航天器系统的固有特 性，而不是航天器结构的特性。但由于航天器结构刚度 对航天器模态起着决定性的作用，并且在航天器设计中 主要通过结构设计来满足航天器模态的要求，因此有时 称为航天器结构模态分析。另外，对航天器模态的要求 有时也可称为对结构的刚度要求。
  • 120. 南京航空航天大学 航天学院 120  航天器模态分析是航天器结构分析的重要内容之一，在 航天器结构研制过程中具有重要的作用，原因至少有以 下几点：  （1）作为航天器结构方案选择的重要手段。在航天器 研制初期，结构设计方案必须满足航天器模态的要求。 由于此时航天器模态无法通过试验得到，一般也很难通 过定性的分析来确定模态，因此只能通过航天器模态分 析来取得具体数据。
  • 121. 南京航空航天大学 航天学院 121  （2）作为航天器结构设计的验证方法。模态分析是对 航天器结构设计进行有效验证的重要方法。特别是在方 案阶段，由于此时不可能通过试验进行验证，因此模态 分析尤为重要。  （3）分配航天器上设备支架刚度和设备固有频率。利 用整个航天器的模态分析结果，可以合理地分配设备安 装支架的刚度和设备的固有频率，避免设备模态与航天 器模态相近而引起过大的动态耦合载荷。
  • 122. 南京航空航天大学 航天学院 122  （4）预计航天器上设备环境趋势。对于航天器上的设 备，在航天器固有频率附近频段内的振动环境条件必然 较高，而其他频段的振动环境条件相对较低。因此可以 通过模态分析，定性地预计航天器上设备的环境趋势。  （5）用于结构故障的诊断。在航天器进行振动试验之 后，如果结构发生故障，则航天器的模态将发生变化（ 通常为固有频率降低）。通过故障前后的模态分析结果 与试验结果对比可以有效地确定故障发生的部位。
  • 123. 南京航空航天大学 航天学院 123 5.5.4 动态响应分析  航天器在整个飞行期间经受振动、声、冲击等各种复杂 动力载荷，动态响应分析的目的是确定航天器在各类载 荷作用下结构的动力特性，计算出航天器上产生的加速 度、载荷、应力、应变和变形。  动态响应分析的结果可用于选择和确定结构的设计参数 。作为结构强度验证的重要依据，以及用于指导试验验 证工作。
  • 124. 南京航空航天大学 航天学院 124  动态响应分析一般针对整个航天器进行。由于它需要在 模态分析的基础上进行，因此首先要求出航天器模态的 所有信息。由于动态响应分析的复杂性以及一些重要参 数的不确定性，目前动态响应分析工作还有待于进一步 改进。航天器动态响应分析主要包括以下内容：  （1）频响分析（结构在基础正弦激励条件下的响应分 析）。可以采用计算机有限元软件来实现，一般采用转 换到模态坐标下的频率响应分析方法。目前对分析结果 有很大影响的阻尼系数确定仍是一个问题，它的取值合 理性将严重影响分析结果的正确性。
  • 125. 南京航空航天大学 航天学院 125  （2）随机振动分析（结构在基础随机振动激励条件下 的响应分析）。一般采用在频域范围上的加速度功率谱 密度函数表示，可以采用计算机有限元软件来实现，但 需要进行相应的分析工作（如输入各点功率谱密度函数 相关性分析、功率谱密度函数的换算等）。
  • 126. 南京航空航天大学 航天学院 126  （3）噪声响应分析（结构在声环境条件下的响应分析 ）。声振响应分析基本上采用有限元分析和统计能量分 析（Statistical Energy Analysis, SEA）两种方法。 有限元法可适用于低频段，但在传统的有限元分析中， 声振响应分析还有一定困难，因为不容易模拟高频声振 的载荷并把它引入到分析中；统计能量法适用于中、高 频段（例如100Hz以上），但需要获取许多计算所需的 参数。因此，迄今尚没有非常令人满意的分析计算方法 。
  • 127. 南京航空航天大学 航天学院 127 5.5 航天器结构试验验证  在航天器结构设计、分析或制造之后，由于技未水平、 材料工艺条件和其他许多不可知的因素，不能保证所设 计或制造的结构一定满足最终的产品使用要求，往往需 要通过各种试验来验证结构的设计、分析或产品，从而 发现问题来改进设计、分析和制造工艺，以确保最终结 构的品质。对于航天器结构来说，一般可以把试验分成 四类：
  • 128. 南京航空航天大学 航天学院 128 5.5 航天器结构试验验证 （1）研制试验往往在航天器结构的方案阶段进行。如果 在方案中引用了新材料、新工艺或新结构形式，为了论证 方案的可行性和为设计和分析提供必要的信息与数据，就 有必要进行这类试验。例如，如果在设计方案中首次采用 某种新型复合材料时，需要进行相应材料的试验件试验， 以充分了解其力学性能和工艺制造特点。 （2）鉴定试验往往在结构的初样阶段进行，其目的主要 是验证结构设计的适用性。鉴定试验的量级往往高于实际 的使用条件（如1.5倍），试验件的设计和制造状态与实 际飞行件基本一致，但不用于飞行。通过鉴定试验，可以 发现设计中存在的问题并在正样阶段中改进。
  • 129. 南京航空航天大学 航天学院 129 5.5 航天器结构试验验证 （3）验收试验往往在航天器结构的正样阶段进行，其目 的主要是验证结构产品的适用性，特别是产品制造工艺的 一致性。验收试验的量级等于实际的使用条件，试验件一 般为将发射的飞行件。对于主要结构的验收试验，往往与 整星的验收试验结合进行。 （4）分析证实试验用于验证结构分析的有效性,或者提供 信息来修改结构分析的数学模型。这些试验通常在低量级 的试验条件下对鉴定试验件或飞行件进行。其典型的例子 就是结构件的模态试验,通过试验获取结构件的有关振动 模态的信息，包括结构的各阶自然频率、振型等，并与结 构模态分析结果作 比较来验证和改进分析模型。
  • 130. 南京航空航天大学 航天学院 130 5.5 航天器结构试验验证  静载试验。作用和保持一组常量载荷来验证结构的强度 或刚度，可以采用液压杠杆系统(对于大型结构)或离心 机(对于小型结构）实现分离或整体方式的加载。  正弦振动试验。作用一定量级的正弦振动载荷来激发结 构的振动，以确定结构的动态响应(加速度、应变或位 移等）验证结构的强度或刚度。试验采用振动试验台来 实现，一般用于验证具有低自然频率的主要结构件或整 星结构的强度或刚度。在试验中需要监测振动响应并在 必要时减小输人载荷(下凹)来保证不超过规范规定的响 应或载荷。另外，也可以利用低量级的正弦振动试验来 验证结构的振动模态。
  • 131. 南京航空航天大学 航天学院 131 5.5 航天器结构试验验证  压力试验。提供压力介质来实现充压加载，仅用于验证 密封舱类型结构的强度和密封性能。压力容器一般均需 要进行鉴定试验(如爆破试验)和验收试验(证明试验） 。  噪声试验。在专用的混响室内通过空气噪声压力的随机 振动来对结构加载，以确定结构的动态响应（加速度、 应变或位移等），验证结构的强度和寿命。一般适用于 具有大表面积的轻型结构(如太阳电池阵结构)和对噪声 敏感的结构。
  • 132. 南京航空航天大学 航天学院 132 5.5 航天器结构试验验证  随机振动试验。在随机振动试验台上通过机械接口界面 上输入随机振动来验证结构的强度和寿命。一般适用于 对高频振动较敏感的小型结构(如设备支架）以及“非 结构”零部件，如电气部件、阀门、天线等；对于小型 卫星结构，随机振动试验可替代噪声试验。  火工品冲击试验。验证火工品在产生分离或释放动作时 引起的高频冲击波的抵抗能力，一般适用于火工品冲击 源附近的结构，特别是火工品冲击源附近的电气部件。 由于目前对冲击响应的分析预计很难得到可靠的结果， 因此主要依靠试验来验证设计和产品的性能。
  • 133. 南京航空航天大学 航天学院 133 5.5 航天器结构试验验证  热真空和热循环试验。用于验证在空间真空冷热条件下 和冷热循环温度下结构和相关电气部件的性能。结构性 能的验证指验证温度应力和温度变形是否在容许的范围 之内。试验需要在专用的热真空或热循环设备中进行。  热结构试验。用于需要通过大气层返回地球的卫星，验 证在气动加热和加压条件下防热结构的性能。
  • 134. 南京航空航天大学 航天学院 134 5.6 航天器机构设计 5.6.1 机构设计的特点  航天器机构与航天器结构均为机械产品，具有许多相同 或相似点，但也有很大的区别，主要表现在：①机构一 般在空间轨道阶段发挥主要作用，而且有些机构的工作 时间还可能很长；②机构的主要功能是产生运动；③一 般说机构的重量和体积不大；④有些机构不单纯是一个 机械装置，而是一个机电装置。因此，与航天器结构的 设计相比，航天器机构设计还需要强调以下特点：
  • 135. 南京航空航天大学 航天学院 135  （1）突出设计的高可靠性。与航天器结构不同，航天 器机构的工作主要阶段是在空间轨道上，而且是要求产 生运动，有的甚至需要长期运动。因此出现故障的可能 性比结构大得多，如果出现故障就难以修复，因此高可 靠性是航天器机构设计中的首要任务。  （2）强调对空间环境的适应性。一般航天器机构需要 在空间工作，而空间环境对机构的影响要比对结构的影 响严重得多，它不仅影响材料的性能，而且直接影响机 构的功能，可能导致真空摩擦、冷焊、温度变形等，因 此应特别强调机构对空间环境的适应能力。
  • 136. 南京航空航天大学 航天学院 136  （3）充分利用有限的空间和能源。为了发射大型的空 间展开部件，需要设计各种机构把它们收藏在运载火箭 的有限空间内。另外，有些机构需要在空间利用电源或 气源进行工作，因此要考虑航天器上有限能源的使用。  （4）考虑长期或多次使用的要求。不少航天器机构需 要在空间长期和多次使用，因此与航天器结构不同，寿 命是一个很重要的基本设计要求。有些机构虽然在空间 仅使用一次，但考虑到地面装配和试验，在设计上也需 要满足多次使用的要求。
  • 137. 南京航空航天大学 航天学院 137  （5）满足电设计的相应要求。在机构中采用电气或电 子设备及其线路的情形下，应该考虑相关电气或电子设 备及其线路的设计要求。如功率、绝缘、电磁兼容性等  （6）重视设计的试验验证。由于航天器机构的功能比 较复杂，工作的环境条件比较特殊，因此与航天器结构 不同，不易采用分析方法来验证设计的合理性和可靠性 。目前地面模拟试验往往是验证航天器机构的主要手段 ，有时甚至是唯一手段。由于地面环境与空间环境的很 大差异，如何进行机构试验验证也是一个重要的课题。
  • 138. 南京航空航天大学 航天学院 138 5.6.2 机构设计的技术要求 以下主要从机械设计观点列出对机构的通用设计要求 。  （1）功能。对功能的要求可以包括：①对需要运动的 部件、附件或设备，提供结构上的支承或连接，并且可 以改变它们与航天器的相对位置；②运动学和动力学的 要求，如位移、速度、加速度、时间、循环次数、指向 （方位）、作用力或力矩、预载等，以及它们的精度或 容许的误差；③在收拢、展开、转动等各种运动状态下 的零部件的容许包络范围。
  • 139. 南京航空航天大学 航天学院 139  （2）可靠性。为了确保航天器机构的可靠性，对于机 构设计来说，反映可靠性的可靠度是一个必需满足的重 要指标。  （3）寿命。应规定机构的寿命，包括在地面的贮存期 和在空间的最长工作时间。  （4）环境条件。需要特别注意空间环境对机构的影响 ，如真空冷焊、真空摩擦和温度变形问题。在机构中包 括电气部件时，还应注意电磁干扰对机构功能的影响。 另外，机构本身也可能是一个电磁干扰源，它可能影响 到邻近的电子设备。
  • 140. 南京航空航天大学 航天学院 140  （5）重量。规定机构的最大容许重量，它属于对机构 设计的强制要求。  （6）电功耗。规定机构所属的电机、热控部件等容许 消耗的电功率。  （7）机械接口。机械接口包括与相关结构的接口和与 产生运动部件之间的接口，也包括对地面安装和试验设 备的接口。
  • 141. 南京航空航天大学 航天学院 141  （8）电接口。规定必须通过机构输送到活动部分上的 任何电信号通道，包括通道的类型（如导线、同轴电缆 、波导等）、对绝缘和屏蔽要求等。  （9）由于机构本身主要是一个机械部件，也需要承受 载荷。因此上述结构要求在很多方面也适用于航天器机 构（主要是强度和刚度要求）。
  • 142. 南京航空航天大学 航天学院 142 5.6 航天器机构设计 5.6.2 设计原则  保持最简单的设计方案。在满足设计要求的前提下，在 设计中应采用最少的零件，包括最少的电气元件来组成 机构。零件种类和数目愈多，可能存在的不可靠因素也 愈多。  采取较高的力/力矩裕度值。力/力矩裕度是航天器机构 设计的主要指标之一，为了确保机构的可靠运行，对于 不易确定或变化很大的阻力矩，如摩擦力矩，在设计中 应采用较大的裕度值。
  • 143. 南京航空航天大学 航天学院 143 5.6 航天器机构设计 5.6.2 设计原则  充分利用现有的技术、经验和条件。可靠的机构往往是 通过长期的研究、试验和应用的结果。在设计中应特别 重视已有的机构设计资料和现有机构设计人员的经验， 包括有关研制部门的实用技术或特殊技术。  在设计中应尽量考虑到制造工艺。机构的可靠性制造品 质有很大关系。对有关材料工艺条件和制造公差在设计 中应该有合理而明确的规定，对于特殊的工艺，如润滑 涂层工艺等，更应有专门的文件规定。在设计中，应考 虑到机构装卸的方便，并保证在装卸时防止对机构造成 污染或影响机构的精度。
  • 144. 南京航空航天大学 航天学院 144 5.6 航天器机构设计 5.6.2 设计原则  应考虑到润滑措施和防止污染的措施。必须对机构中有 相对活动的表面采用适当的固体或液体润滑剂，以防止 摩擦阻力过大或出现空间冷焊现象。  应考虑防止机构受到污染的措施。微小颗粒有可能造成 相对活动表面(如轴承活动表面）的卡死或摩擦阻力矩 大大增加，在设计中应预先注意到这个问题，如:对轴 承的两侧应有保护；相对活动表面之间保持一定的间隙 ；在活动部件附近不采用钎焊操作；螺纹连接采用盲孔 方式等等。
  • 145. 南京航空航天大学 航天学院 145 5.6 航天器机构设计 5.6.2 设计原则  认真进行可靠性分析。应仔细分析机构可能发生的故障 模式及其影响，分析计算可靠度的理论预计值，弄清楚 机构设计中的不可靠因素以及在设计中能采取的措施。  正确选择机构中的冗余零部件。为了提高可靠性往往在 机构设计中引入冗余的零部件，以避免单点故障。但实 际经验表明，机构中的冗余设计并不一定是最好的办法 ，因为它增加了设计的复杂性，在实际上反而是增加了 风险性。因此要根据具体条件，慎重地选择冗余的零部 件。
  • 146. 南京航空航天大学 航天学院 146 5.7 航天器机构分析  实际上，在结构分析的数学计算模型中，对有关机构也 建立了相应的有限元单元，并引人相应的刚度和质量参 数；在计算结果中同样给出在机构上响应的加速度、位 移、应力等；最后与结构一样，进行必要的强度分析， 因此可以说，机构已作为结构的一部分，参与了上述所 有的结构分析,包括载荷分析、静动态分析和强度分析 ，所采用的方法基本上与结构分析方法一样
  • 147. 南京航空航天大学 航天学院 147 5.7 航天器机构分析  但是,机构本身又是要完成某种功能的活动部件。既然 对它有许多特殊的要求，就还需要针对机构的特点作一 些专门的分析，来协助机构的设计或验证设计结果的合 理性，例如对机构中采用的电机、齿轮、轴承或弹簧等 主要零部件，需要作专门的分析计算，以选择最合理的 型式和参数。
  • 148. 南京航空航天大学 航天学院 148 5.7 航天器机构分析  力/力矩裕度分析。为了达到活动机构动作的目的，其 驱动力矩(力)应包括两个部分，一部分用于克服阻力矩 或阻力，一部分用于产生被驱动件所需的加速度.由于 在实际中相应的阻力矩或阻力，以及所需的加速度并不 能精确预计，因此，为了保证机构功能的成功实现，需 要对上述两种情形规定一定的裕度 = ( ( ( -1 (  总驱动力矩 力） 产生加速度所需驱动力矩 力） 静力矩 力）裕度 总阻力矩 力） = ( ( ( -1 (  总驱动力矩 力） 总阻力矩 力） 动力矩 力）裕度 产生加速度所需驱动力矩 力）
  • 149. 南京航空航天大学 航天学院 149 5.7 航天器机构分析  由于运动构件的阻力矩(力)不易精确确定，而且如果不 能克服阻力矩(力），将使机构的功能出现故障。因此 ，对于静力矩（力）裕度的规定值比较大。按美国军用 标准规定，在最不利的工作状态下，其值应大于或等于 :1.75(方案设计评审）；1.50(初步设计评审）；1.25( 关键设计评审），1.00(验收和鉴定试验）。  因为被驱动构件的质量或惯量较容易预计，且对机构所 需加速度一般没有很严格的要求，因此，对于产生加速 度所需的动力矩 (力）裕度的规定值比较小。按美国军 用标准规定，在最不利的工作状态下，其值应大于或等 于0.75。
  • 150. 南京航空航天大学 航天学院 150 5.7 航天器机构分析  可靠性和安全性分析。可靠性分析工作首先是确定机构 可能发生的各种故障模式，分析其故障的原因，故障可 能产生的影响，以及能够采取的纠正措施。这部分工作 一般称为故障模式和影响分析(FMEA)，如果还确定故障 的危害程度，则称为故障模式、影响和危害度分析 (FMECA)。这种分析工作，是由设计人员根据实际经验 、用直观的逻辑推理方法进行，仅是一种定性的分析方 法，其分析结果可按上述内容制成专门表格。
  • 151. 南京航空航天大学 航天学院 151 5.7 航天器机构分析  可靠性和安全性分析。可靠性分析工作首先是确定机构 可能发生的各种故障模式，分析其故障的原因，故障可 能产生的影响，以及能够采取的纠正措施。这部分工作 一般称为故障模式和影响分析(FMEA)，如果还确定故障 的危害程度，则称为故障模式、影响和危害度分析 (FMECA)。这种分析工作，是由设计人员根据实际经验 、用直观的逻辑推理方法进行，仅是一种定性的分析方 法，其分析结果可按上述内容制成专门表格。对于包含 火工品的机构，还需要进行安全性分析
  • 152. 南京航空航天大学 航天学院 152 5.7 航天器机构分析  运动学或动力学分析。航天器机构的目的是要使相关部 件产生运动，以达到所需的动作效果。因此，机构均需 要进行运动学或动力学分析，以计算其运动产生的位移 、速度、加速度、时间或相关的力和力矩等一系列物理 参数。由于不同机构具有独特的运动学分析要求和分析 机理，因而它与结构分析不同，一般没有完全通用的计 算软件，往往需要设计人员针对具体机构建立专用分析 数学模型或求解方法。
  • 153. 南京航空航天大学 航天学院 153 5.7 航天器机构试验验证  与航天器结构类似，机构也有强度和刚度的要求，同样 需要进行上述有关的结构试验项目来验证其强度和刚度 。一般情形下，可以同时进行机构与结构试验，以节省 试验费用，并体现更真实的试验条件。  除此之外，为验证机构设计性能和机构产品的品质，保 证机构具有高可靠性和长寿命的特殊要求，还需要进行 以下试验验证：
  • 154. 南京航空航天大学 航天学院 154 5.7 航天器机构试验验证 （1）功能试验。用于验证机构能够顺利完成各种规定的 功能。为了保证机构的可靠性，这种功能试验需要进行多 次，往往在完成有关结构试验项目之前和之后进行，以验 证在承受载荷或环境条件之后对机构功能的影响。 （2）空间环境试验。用于验证空间环境条件（如真空、 高温、低温、温度交变、空间辐照等)对机构功能和机构 寿命的影响,例如空间摩擦试验、冷焊试验等。对于在空 间长期工作的机构，如太阳电池阵驱动机构、天线定向机 构、自旋稳定机构等，还需要在空间环境中进行长期运行 试验，以验证其工作寿命。
  • 155. 南京航空航天大学 航天学院 155 5.7 航天器结构与机构举例——太阳翼  太阳翼用于提供航天器的空间电源，是目前大多数航天 器中一个重要的组成部分。从功能上说太阳翼属于航天 器的电源分系统，但是从专业上它主要是一个机械产品 ，一般也可归入结构分系统的范围。由于太阳翼构造的 特殊性和重要性，因此有必要对它做专门介绍。太阳翼 本身除了太阳电池及其线路外，它是一个结构与机构相 结合的典型机械产品，通过它的说明，可以更好地理解 上述航天器结构与结构的设计原理和方法。
  • 156. 南京航空航天大学 航天学院 156 5.7.1 太阳翼构造  太阳电池阵是由许多太阳电池组成的阵列。目前航天器 采用的太阳电池主要为硅电池和砷化钾电池，整个太阳 电池阵功率可达数千瓦或更大。由于太阳电池阵具有功 率大、寿命长、重量轻、构造简单可靠等一系列优点， 已成为现代航天器的主要空间电源。
  • 157. 南京航空航天大学 航天学院 157  为了满足航天器功率需求的增长，需要把大面积的太阳 电池阵单独伸出在航天器本体之外来接受空间阳光的照 射。由于发射航天器的运载火箭整流罩所包络的空间有 限，必须先把太阳电池阵收拢在航天器本体上，入轨后 再展开到所需的方位，由此形成了展开式的太阳电池阵  在展开式太阳电池阵中，目前大多采用了太阳电池面积 大得多的“太阳翼”形式(俗称“太阳帆板”)。目前国 内外应用最广泛的是采用刚性太阳能电池板的折叠式太 阳翼。
  • 159. 南京航空航天大学 航天学院 159  太阳翼的结构部分包括三块用于铺设太阳电池的结构板 ，或称为基板，它们分别称为内板、中板和外板，以及 把内板与航天器本体连接的连接架。基板的作用是支承 航天器电源所需的太阳电池片及其电路；连接架的作用 是使得基板与航天器本体连接并且隔开一定距离，避免 在太阳电池上产生阴影而造成功率损失。
  • 160. 南京航空航天大学 航天学院 160  太阳翼的机构部分包括压紧释放机构和展开机构，展开 机构包括1个根部铰链（位于航天器本体和连接架之间 ）和6个板间铰链（分别位于连接架、内板、中板和外 板之间），以及在连接架侧面的1个联动装置和在内板 及中板侧面的2个联动装置。压紧释放机构的作用是在 航天器发射时把太阳翼收拢压紧在航天器侧面，并在航 天器入轨后释放压紧的约束。展开机构的作用是在压紧 释放机构释放之后把太阳翼从收拢状态展开到规定的展 开状态。
  • 161. 南京航空航天大学 航天学院 161  另外，还有太阳翼驱动机构，它的功能是一方面驱动太 阳翼转动（对日定向）；另一方面把太阳翼上太阳电池 产生的电功率输送到航天器本体中。所以也称为太阳翼 驱动装置（Solar Array Drive Assembly,SADA）。
  • 162. 南京航空航天大学 航天学院 162 5.7.2 太阳翼结构 5.7.2.1 基板结构  各块基板相互铰接，基板的大小和数目由航天器电源要 求和运载整流罩容许空间所决定。为了减少基板重量和 提高基板刚度，根据航天器的设计要求和目前的材料工 艺水平，一般均采用蜂窝夹层结构。
  • 164. 南京航空航天大学 航天学院 164  基板的上、下面板目前广泛采用碳纤维复合材料。特别 是，对于重量要求很小、刚度要求很高的大面积太阳翼 ，需要采用高模量、甚至极高模量碳纤维复合材料才能 满足设计要求。在必要时，为了进一步减轻重量，还可 把纤维复合材料制作成空心网格铺层，在铺设太阳电池 一侧需要与太阳电池绝缘。  夹层结构的芯子一般采用铝合金蜂窝结构，为了减轻重 量，尽量采用厚度小、格子尺寸大的蜂窝材料。
  • 165. 南京航空航天大学 航天学院 165 5.7.2.2 连接架结构  在大多数情况下，太阳翼结构还包括把太阳电池板与航 天器本体相连接的连接结构。连接结构一般采用构架形 式，或简称为连接架。
  • 166. 南京航空航天大学 航天学院 166  连接架的结构形式，一般采用由梁组成的构架形式。它 可以由两根主梁组成，用于与太阳翼的根部铰链和内板 上的板间铰链连接。主梁一般采用矩形截面的空心管， 其截面外形尺寸应与基板厚度相适应。为了减小重量和 提高刚度，一般采用高模量碳纤维复合材料缠绕而成。 如果在连接架上需要安装分流器（用于把太阳翼产生的 电流分流后传到航天器内），则可再增加两根辅梁来支 承分流器，辅梁与主梁相连。
  • 167. 南京航空航天大学 航天学院 167 5.7.3 太阳翼机构 5.7.3.1 压紧与释放机构  对于基板尺寸较大的太阳翼 ，需要在基板平面内设置多 点（本例为7点）压紧固定， 在每个压紧点上配置一个压 紧与释放机构。
  • 168. 南京航空航天大学 航天学院 168  压紧装置。压紧作用主要依靠一根压紧杆来实现，可以 拧紧杆上的压紧螺母，把外板、中板、内板和连接架一 起压紧在航天器侧壁上。压紧杆需要有规定的预紧力， 以防止在发射环境下基板和连接架的松动。  释放装置。在底座上安装一个切割器，用于切断压紧杆 ，以形成太阳翼的释放状态。为了提高切割器的可靠性 ，采用了安装两个电起爆器的冗余设计方式。电起爆器 需要的点火线路与航天器本体的电缆网连接。
  • 169. 南京航空航天大学 航天学院 169 5.7.3.2 展开机构  展开机构包括各个铰链和绳索联动系统两个部分。铰链 把各个基板连接一起并提供太阳翼的展开动力；绳索联 动系统用于保证各个基板展开的同步性。
  • 171. 南京航空航天大学 航天学院 171 5.7.4 太阳翼特性分析 5.7.4.1 太阳翼的刚度分析  太阳翼在发射时的收拢状态和入轨后的展开状态均有刚 度的要求，主要是固有频率的要求。其目的是防止太阳 翼在发射时因共振现象造成过大的动载荷，以及防止在 轨道运行时因太阳翼与航天器姿控分系统频率耦合而干 扰姿态控制。  可以采用有限元分析方法及相应的分析软件进行太阳翼 的模态分析，计算出各阶固有频率和相应的模态形状。
  • 172. 南京航空航天大学 航天学院 172 5.7.4.2 太阳翼的强度分析  在发射环境载荷以及太阳翼展开锁定冲击载荷下，求出 太阳翼结构中关键点的载荷、应力、应变和变形。由此 分析所有结构是否有发生破坏或永久变形的可能，以及 各基板和连接架之间是否有相互碰撞的可能。
  • 173. 南京航空航天大学 航天学院 173 5.7.4.4 太阳翼展开运动分析  太阳翼展开运动分析的目的是给出太阳翼从折叠状态到 完全展开状态的整个运动过程，包括展开速度和加速度 随时间的变化过程，特别是确定太阳翼的总展开时间和 展开终了时的速度，以验证展开时间是否满足设计要求 和展开速度是否会引起过大的锁定冲击载荷。
  • 174. 南京航空航天大学 航天学院 174 5.7.4.5 太阳翼展开锁定时的冲击载荷分析  太阳翼在展开终了时存在较大的剩余动能，这个动能在 展开锁定时（理论上速度突然变为零）将转变为应变能 ，从而对太阳翼、展开机构以及航天器上相关的设备产 生相应的冲击载荷。这些载荷将会影响上述各部分的强 度，特别是对太阳翼驱动机构强度的影响。  因此，展开锁定的载荷分析非常重要。它是一个弹性体 碰撞冲击问题，需要由专门的分析方法和分析软件来计 算。
  • 175. 南京航空航天大学 航天学院 175 5.7.4.6 太阳翼机构的可靠性分析  太阳翼机械部分的可靠性主要取决于太阳翼机构的可靠 性。由于机构是保证太阳翼顺利展开的活动部件，其可 靠性对太阳翼的成败，甚至对整个航天器的成败有很大 的影响，因此太阳翼机构可靠性的分析具有很重要的实 际意义。
  • 176. 南京航空航天大学 航天学院 176 5.7.5 太阳翼试验 5.7.5.1 太阳翼力学特性试验  （1）噪声试验  噪声试验的目的是验证收拢状态下太阳翼的强度和产品 的制造品质。在太阳翼的结构设计中，特别关心在噪声 条件下的强度问题。因为噪声可能对大面积的基板引起 较大的动态响应，造成复合材料面板的皱损破坏。
  • 177. 南京航空航天大学 航天学院 177 （2）振动试验  振动试验的目的是确定收拢状态下的太阳翼模态（固有 频率和振型）和在激振条件下验证太阳翼的强度。
  • 178. 南京航空航天大学 航天学院 178 5.7.5.2 太阳翼展开试验  太阳翼展开试验的目的是：验证太阳翼在经受各种环境 试验之后的展开性能以及展开的可靠性。太阳翼地面展 开试验是太阳翼最重要的试验项目，因为太阳翼的展开 与否是关系到航天器成败的关键问题。
  • 179. 南京航空航天大学 航天学院 179  太阳翼展开试验需要验证的内容可以包括：①各压紧点 的切割器点火后，太阳翼完全释放；②驱动弹簧具有足 够的扭矩裕度，保证太阳翼完全打开；③展开时，连接 架及各基板的运动保持同步，不发生碰撞；④展开时和 展开后，不产生碎片和污染物；⑤展开后各铰链完全锁 紧，保证太阳翼足够的刚性⑥展开后翼面位置处于容许 的范围内。
  • 180. 南京航空航天大学 航天学院 180 5.7.5 太阳翼试验 5.7.5.1 太阳翼力学特性试验  （1）噪声试验  噪声试验的目的是验证收拢状态下太阳翼的强度和产品 的制造品质。在太阳翼的结构设计中，特别关心在噪声 条件下的强度问题。因为噪声可能对大面积的基板引起 较大的动态响应，造成复合材料面板的皱损破坏。
  • 182. 南京航空航天大学 航天学院 182 案例分析：太阳帆航天器 材料：镀铝聚酰亚胺薄膜(aluminized 2 µm Kapton film ) 面向太阳面，主要考虑因素为温度适应范围广、耐热性 以及延展强度。
  • 193. 南京航空航天大学 航天学院 193 5.8.1 航天器结构与机构的发展趋势  由于航天器功能日益增多，对航天器结构和机构的要求 越来越苛刻。今后要求结构和机构的重量更轻，刚度和 强度更高，在空间展开部分的体积或面积更大。因此需 要采取更先进的材料、工艺以及分析和试验技术，来进 一步提高航天器结构和机构的设计水平和产品品质。 5.8 航天器结构与机构的发展趋势
  • 194. 南京航空航天大学 航天学院 194  由于今后航天器发展趋向在空间长寿命工作，以及载人 航天和对月球和其他行星探测活动的日益增长，航天器 结构和机构的研究工作重点，需要从传统的仅考虑发射 阶段和入轨阶段问题，转移到研究在空间活动得更多、 更深远的问题。例如，结构的温度疲劳问题，机构的长 寿命高可靠性问题，智能结构的控制问题，空间机构的 展开和收拢问题，载人活动的舱间交会对接、出舱活动 等的机构问题，登月或其他行星的各种结构和机构问题 ，等等。
  • 195. 南京航空航天大学 航天学院 195  另外，随着航天器技术的发展，航天器结构和机构之间 以及航天器结构与机构分系统和其他分系统之间的界面 已经逐渐模糊，为了完成共同的复杂的航天任务，各类 技术相互渗透，相互协同。例如，目前太阳电池阵和天 线的发展态势已经说明了这个问题，已很难区分它们是 一个电气产品还是机械产品。目前正在研制的充气结构 和智能结构，也是集结构和机构的功能于一身，甚至包 括了电子器件和控制线路。当前正在发展的小卫星或微 小卫星，更完全把机、电、热等分系统融合在一起。因 此，按机、电、热等或更细的专业划分的传统研制方式 ，已逐渐受到挑战。
  • 196. 南京航空航天大学 航天学院 196  总之，随着航天形势和航天技术的不断发展，航天器结 构与机构的技术在不断改变和提高，传统的结构与机构 设计观念在不断受到冲击。现有的技术基础、设施条件 、工作模式需要不多的更新，与时俱进。
  • 197. 南京航空航天大学 航天学院 197 5.8.2 新型航天器结构与机构举例  由于航天器结构与机构的复杂性和多样性，很难对航天 器结构域机构的发展方向做出确切和全面的评价。以下 仅以举例方式来说明其发展趋势。
  • 198. 南京航空航天大学 航天学院 198  5.8.2.1 柔性太阳翼  目前大多数太阳翼的基板采用刚性基板，并且采用碳纤 维复合材料面板的蜂窝夹层结构，以上刚性折叠式太阳 翼的基板（参见5.7.2.1节）就是一个例子。为了进一 步增加基板的面积和减轻重量，还可以采用柔性基板形 式。
  • 199. 南京航空航天大学 航天学院 199  柔性基板为弯曲刚度很小的柔性薄膜，一般为聚酰亚胺 薄膜（例如KAPTON薄膜），并且采用玻璃纤维或其他纤 维增强。在航天器发射状态下太阳翼折叠时，各基板之 间需要用其他薄膜材料，以书本的插页方式来对基板上 的太阳电池进行保护。另外，在空间展开后，需要依靠 专门的伸展机构使基板得到一定的张力，以保护太阳翼 在空间所需的刚度。
  • 200. 南京航空航天大学 航天学院 200  柔性基板也可以做成卷式太阳翼，它与折叠式柔性太阳 翼相比，与航天器本体的适应性较好，易于实现多次展 开或任意半展开状态，在空间的机动性最好。但是也存 在一些缺点，例如，由于受到其卷筒尺寸的限制，其收 拢体积比折叠式太阳翼大，而且收拢时基板呈弯曲状态 ，太阳电池的受载荷状态比折叠式太阳翼差，等等。特 别是，其技术难度要比折叠式太阳翼大。
  • 201. 南京航空航天大学 航天学院 201 5.8.2.3 智能结构  传统的航天器结构是一种被动结构，一经设计、制造 完成后，只能被动地接受环境的影响，不能在其使用过 程中对其性能实施动态监控，也不能针对环境的变化做 出适当的反应。  为此可在结构材料系统中嵌入或粘贴传感器和制动器， 并且结合信息处理系统，使它能感受外界的激励或自身 状态的变化（可以是周围温度、外加载荷的变化以及材 料内部的损伤），并以最佳方式做出响应，这种结构材 料系统称为智能结构。
  • 202. 南京航空航天大学 航天学院 202  智能结构具有感知、辨识、寻优和控制四种基本功能， 为了实现这些功能，智能结构至少应该包含传感器、制 动器和控制器。  （1）传感器。感受环境（例如应力、应变、速度、加 速度、温度等机械信号）变化，并按一定规律将变化转 换成光、电、半导体应变仪、压电应变仪、光纤应变仪 及微芯片传感器。
  • 203. 南京航空航天大学 航天学院 203  （2）制动器。是将控制器发出的电信号转换为机械信 号，从而达到调节结果状态的功能。理想的力学制动器 应能直接将电信号转换为母体材料中应变或位移。制动 器的类型有压电陶瓷、压电薄膜、电流变液体调节器、 形状记忆合金及磁致伸缩调节器。
  • 204. 南京航空航天大学 航天学院 204  （3）控制器。分析传感器传送的信息，以确定主体结 构的变形、损伤的位置及程度，根据预制的控制逻辑（ 算法），向制动器发送变形指令。  由于智能结构的特殊性能，在航天器将得到各方面的应 用，例如：①结构的主动振动、噪声和冲击控制；②结 构的形状控制或精确定位；③结构部件的损伤抑制和修 复。