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內容簡介

　　新型航天飛行器結構技術涉及範圍較廣，包括材料、設計、分析、仿真、製造和環境等相關內容，《可重復使用新型航天飛行器結構設計》僅一般性地說明上述內容，重點闡述新型航天飛行器的結構特點、基本要求、新材料、新技術和設計方法等。
　　《可重復使用新型航天飛行器結構設計》共分7章。第1章為概論，介紹可重復使用新型航天飛行器結構的基本概念、特點、研製階段和發展曆程；第2章為可重復使用新型航天飛行器典型結構介紹和國外發展現狀；第3章為可重復使用新型航天飛行器結構設計完整性要求，包括設計目標、設計特性、使用壽命和設計驗證；第4章為可重復使用新型航天飛行器結構設計，介紹瞭包括材料、結構特點、結構構型、結構件、結構連接等方麵的相關要求和研究經驗；第5章為可重復使用新型航天飛行器機構設計，包含傳動機構和空間機構；第6章為可重復使用新型航天飛行器結構疲勞和損傷容限設計；第7章為可重復使用新型航天飛行器結構設計與製造一體化，介紹瞭當前結構數字化設計、智能化製造和虛擬仿真等方麵的內容。結構係統是航天飛行器中一個較大的分係統，其對保證航天飛行器任務的完成有很重要的作用。傳統航天飛行器結構技術雖然已經非常成熟和完善，但是還不能滿足麵嚮空天一體、可重復使用新型航天飛行器的技術發展需求。因此，目前需要對新型航天飛行器結構技術進行全麵係統的總結與技術剖析。

目錄

第1章 概論
1．1 可重復使用新型航天飛行器結構基本概念
1．2 可重復使用新型航天飛行器發展曆程及關鍵技術
1．2．1 可重復使用新型航天飛行器發展曆程
1．2．2 可重復使用新型航天飛行器關鍵技術
1．3 可重復使用新型航天飛行器結構特點
1．3．1 承受載荷
1．3．2 安裝設備
1．3．3 提供構型
1．4 可重復使用新型航天飛行器結構研製
1．4．1 可行性論證階段
1．4．2 概念設計階段
1．4．3 樣機研製階段
參考文獻

第2章 典型航天飛行器結構介紹及國外發展現狀
2．1 航天飛機結構係統概述
2．1．1 前機身結構
2．1．2 中機身結構
2．1．3 後機身結構
2．1．4 翼麵結構
2．2 航天飛機軌道飛行器的製造過程
2．3 X-37B結構方案概述
2．3．1 X-37B飛行器概述
2．3．2 X-37B結構選材
2．3．3 X-37B結構總體傳力分析
2．3．4 X-37B結構係統技術特點
2．4 雲霄塔（SKYLON）飛行器結構方案概述
2．4．1 SKYLON飛行器概述
2．4．2 SKYLON結構係統
2．4．3 SKYLON起落架係統
2．5 IXV結構方案概述
2．5．1 IXV飛行器概述
2．5．2 IXV結構係統
2．5．3 IXV機構係統
2．6 追夢者（DreamChaser）結構方案概述
2．6．1 DreamChaser飛行器概述
2．6．2 DreamChaser飛行器結構發展曆程
2．6．3 DreamChaser飛行器的創新性
參考文獻

第3章 可重復使用新型航天飛行器結構設計完整性要求
3．1 可重復使用新型航天飛行器結構的設計目標
3．1．1 質量
3．1．2 工藝性
3．1．3 簡易性
3．1．4 維護性
3．1．5 可達性
3．1．6 互換性
3．1．7 維修性
3．1．8 貯箱適用性
3．1．9 費用
3．1．10 各項要求的相容性
3．2 可重復使用新型航天飛行器結構的設計特性
3．2．1 可重復使用新型航天飛行器結構的環境條件
3．2．2 可重復使用新型航天飛行器結構的載荷
3．2．3 熱特性
3．2．4 材料特性
3．2．5 其他特性
3．3 使用壽命
3．3．1 安全壽命
3．3．2 破損安全
3．3．3 材料特性
3．3．4 載荷譜
3．3．5 循環載荷
3．3．6 持續載荷
3．4 設計驗證
3．4．1 問價
3．4．2 分析
3．4．3 確定載荷、壓力和環境的試驗
3．4．4 材料特性試驗
3．4．5 研究性試驗
3．4．6 鑒定試驗
3．4．7 驗收試驗
3．4．8 飛行試驗
3．4．9 特殊試驗
參考文獻

第4章 可重復使用新型航天飛行器結構設計
4．1 可重復使用新型航天飛行器結構材料
4．1．1 復閤材料
4．1．2 輕質金屬材料
4．1．3 其他金屬材料
4．1．4 結構材料工藝選擇
4．2 可重復使用新型航天飛行器結構設計的特點
4．2．1 結構輕質化
4．2．2 結構多功能集成化
4．2．3 乏計和製造數字化
4．2．4 結構可重復使用性
4．3 可重復使用新型航天飛行器結構構型
4．3．1 硬殼／半硬殼結構
4．3．2 杆係結構
4．3．3 復閤材料整體結構
4．4 可重復使用新型航天飛行器結構件
4．4．1 梁
4．4．2 壁闆
4．4．3 夾芯結構（夾層結構）
4．4．4 貯箱
4．5 可重復使用新型航天飛行器結構連接
4．5．1 對接接頭
4．5．2 鉚釘連接
4．5．3 金屬的膠接與膠焊連接
4．5．4 復閤材料連接
參考文獻

第5章 可重復使用新型航天飛行器機構設計
5．1 概述
5．2 傳動機構
5．2．1 傳動機構功能
5．2．2 傳動機構設計
5．2．3 傳動機構的負載力矩
5．2．4 傳動機構活動關節
5．2．5 伺服傳動器
5．2．6 傳動機構與機身結構的連接設計
5．2．7 傳動機構設計考慮因素
5．3 空間機構
5．3．1 有效載荷艙門結構與機構
5．3．2 太陽電池陣機構
參考文獻

第6章 可重復使用新型航天飛行器結構疲勞和損傷容限設計
6．1 疲勞設計
6．1．1 材料疲勞性能麯綫
6．1．2 疲勞特性圖
6．1．3 影響疲勞強度的因素及相應措施
6．1．4 疲勞設計準則
6．1．5 疲勞設計原理
6．1．6 疲勞壽命估算方法
6．2 損傷容限設計
6．2．1 基本概念
6．2．2 與安全壽命設計方法的區彆
6．2．3 與斷裂力學的關係
6．2．4 損傷容限設計的內容和方法
6．2．5 結構剩餘強度分析
6．3 復閤材料結構的耐久性／損傷容限設計
6．3．1 復閤材料結構損傷、斷裂和疲勞的特點
6．3．2 復閤材料結構耐久性／損傷容限設計要求
6．3．3 復閤材料結構耐久性／損傷容限設計方法概述
6．3．4 復閤材料結構耐久性／損傷容限的設計選材和材料設計
6．3．5 提高復閤材料結構耐久性／損傷容限的特殊設計技術
參考文獻

第7章 可重復使用新型航天飛行器結構設計與製造一體化
7．1 概述
7．2 結構設計製造一體化設計平颱
7．2．1 設計製造一體化設計平颱總體架構
7．2．2 基於FiberSIM／VPM搭建復閤材料設計製造一體化設計平颱
7．2．3 復閤材料結構快速優化設計
7．2．4 製訂基於MBD的裝配體設計規範
7．2．5 實現總裝過程的有效管理
7．2．6 構建復閤材料設計基礎資源庫
7．3 基於MBD的結構設計
7．3．1 基於MBD的産品結構定義方式
7．3．2 MBD技術工程應用關鍵技術
7．3．3 基於MBD的産品數據管理係統集成技術
7．3．4 基於MBD的産品設計
7．3．5 基於MBD的三維設計規範
7．3．6 預期效果
7．4 自動化製造技術
7．4．1 自動鋪層技術及設備
7．4．2 熱塑性復閤材料自動化成型技術及自動化設備配套
7．4．3 復閤材料零件自動化生産流水綫
7．4．4 復閤材料自動化檢測技術
7．5 低成本製造技術
7．5．1 低溫固化復閤材料技術
7．5．2 RTM
7．5．3 RFI
7．5．4 輻射固化技術
7．6 基於MBD數字化設計與製造
7．6．1 流程設計
7．6．2 自動下料
7．6．3 激光投影
7．7 虛擬裝配技術
7．7．1 需求與國內外研究狀況
7．7．2 關鍵技術
7．7．3 研究方法及途徑
參考文獻

精彩書摘

　　《可重復使用新型航天飛行器結構設計》：
　　（1）經典顫振和失速顫振
　　當分析方法不足時（例如，沒有閤適的，準確的或者被實驗數據證實的分析方法），或者適當的分析錶明為臨界穩定時，應通過風洞試驗驗證航天飛行器在3.2.2.5節所述的情況下不發生顫振。
　　試件應為動力模型或航天飛行器的全尺寸部件。還應利用影響係數、結構剛度和飛行狀態下全尺寸飛行器的振動試驗，證明相似模型能夠充分地模擬航天飛行器的動力特性。相似模型的動力特性還應反映彈性模態隨預期使用溫度的變化。
　　（2）壁闆顫振
　　如果沒有模擬結構構型、邊緣支承條件和氣動參數的壁闆的試驗數據，應使用動力相似模型或全尺寸部件的風洞試驗，證實外部壁闆在3.2.2.5節所述的情況下不發生壁闆顫振。
　　至少應對無數據的飛行器上的每一結構型式的每一塊壁闆，在預期正常使用包綫內的任何馬赫數下預期應經受的，並直至1.5倍的最大當地動壓的動壓下，進行試驗。試驗中應模擬熱誘導載荷、機械外加載荷和闆麵壓差。
　　（3）操作麵嗡鳴
　　應通過跨音速範圍的風洞試驗證實航天飛行器在3.2.2.5節所述的情況下不發生操作麵嗡鳴。
　　試件應是動力模型或全尺寸部件，並且在試驗中應模擬馬赫數和雷諾數。至少在一個飛行試驗飛行器上裝有檢測儀器，在最大動壓的飛行試驗區中對操作麵嗡鳴進行測量。
　　3.4.6.4動力耦閤試驗
　　地麵動力試驗應在對接和非對接狀態下的典型的飛行器結構上進行，用以評定柔性結構與功能係統的相容性。
　　作為分析的補充，應進行地麵試驗用以證實航天飛行器不發生3.2.2.5節準則確定的操作係統和飛行器彈性模態之間的耦閤。
　　這種耦閤形式的地麵試驗應包括部件試驗、結構振動試驗，以及具有盡可能多的飛行部件的閉環模擬試驗，其包括結構係統和操作係統的全部係統試驗。
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