舱段

摘要： 2021年,国外载人航天领域共开展16次发射任务,其中包括6次载人飞船发射任务、8次货运飞船发射任务、2次空间站舱段发射任务。美国“载人龙”(Crew Dragon)飞船开展3次任务,“货运龙”(Cargo Dragon)飞船开展3次任务,“天鹅座”(Cygnus)飞船开展2次货运任务;俄罗斯“联盟MS”(Soyuz MS)飞船执行3次载人任务,“进步MS”(Progress MS)飞船执行3次货运任务,“进步M-UM”执行1次空间站舱段运送任务,质子-M(Proton-M)运载火箭执行1次空间站舱段发射任务。

摘要： 本文首先介绍了飞行器舱段结构可控辐射热环境虚拟试验技术,其中包含了地面辐射加热器的辐射传热分析模型、虚拟试验中热载荷PID反馈控制方法。然后针对典型舱段结构开展相应的可控辐射热环境虚拟试验分析,并把分析结果与地面试验数据进行比较。在虚拟试验热载荷PID控制作用下,热载荷控制曲线结果与地面实物试验控制结果十分符合,最大相对误差小于0.5%。虚拟试验所得的温度结果与试验测量结果之间的总体相对误差小于8%,满足解决工程问题的精度要求。同时,虚拟试验结果能够很好的反映出舱段结构温度场的分布特性,极大补充了地面实物试验数据。

摘要： 鉴于工程计算方法对舱段间连接螺栓组在弯曲载荷作用下的受力问题较低的计算精度,采用有限元仿真方法研究了连接螺栓组的弯矩载荷和轴拉载荷的大小和分布规律,并进一步分析了舱段连接螺栓预紧力、螺栓数量、螺栓直径、螺栓分布圆直径及舱段法兰厚度对舱段连接螺栓组载荷的影响。结果表明,在舱段弯曲载荷作用下,螺栓的最大轴拉载荷是工程理论计算结果的1.45~2.53倍;在线弹性范围内,同时考虑螺栓轴拉载荷和弯矩载荷的最大等效轴拉载荷是工程理论计算结果的2.43~7.06倍;螺栓的弯矩载荷,显著增大了螺栓的最大应力;螺栓的最大轴拉载荷随着螺栓数量的减少、螺栓分布圆直径的减小而显著增大,其中螺栓直径大小、法兰厚度的影响较小;螺栓的最大弯矩载荷随着螺栓数量的减少、螺栓直径的增大、螺栓分布圆直径的减小、法兰厚度的减小而显著增大。

摘要： 长征火箭家族连续成功103次破纪录8月20日1时37分,长征二号丁运载火箭成功将遥感三十五号04组卫星发射入轨。至此,从2020年5月5日算起,长征火箭创下了新的连胜纪录——103次,仅历时2年3个月。其间,长征火箭将中国空间站舱段、“娣娥五号”、“天问一号”、神舟飞船、天舟飞船、“北斗三号”等200多个航天器安全送入太空,显示出火箭家族的高成功率、高可靠性、高入轨精度和高效率。

摘要： 散货船往往选用长开口货舱来提高货物装卸效率和更高的经济效益。当货舱舱口长度超出规范要求时,船舶的结构强度将难以保证。本文以某超规范的长开口沿海散货船为对象,根据中国船级社《国内航行海船建造规范》(2021)的相关要求,利用MSC.Patran/Nastran有限元软件进行结构强度建模和计算,结果表明该船满足规范结构强度要求,对同类型散货船的规范设计有一定的借鉴和参考意义。

摘要： 过去十几年间,全球航天市场不断演变和发展,近地轨道的商业化成为商业航天的新领地。“国际空间站”(ISS)是当今规模最大、结构最复杂、技术最先进的长期在轨载人航天器,以美国、俄罗斯为主要参与国,联合日本、加拿大和欧空局(ESA)的11个成员共同建造和运行,从1998年11月首个舱段人轨至今已在轨运行近24年。各合作伙伴在计划之初就在考虑空间站的商业利用。

摘要： 目前,国际空间站俄罗斯舱段有5个舱,分别是“曙光”号功能货舱(1998年11月20曰)、“星辰”号服务舱(2000年7月12日)、“码头”号对接舱(2001年9月15日)、“探索”号迷你研究舱(2009年11月10日)和“黎明”号迷你研究舱(2010年5月14日)。国际空间站俄罗斯舱段的新成员——俄罗斯“科学”号多功能实验舱将于今年7月15日由“质子-M”运载火箭发射,飞行一周后与国际空间站对接。

摘要： 针对邮船遭遇紧急事件时乘客疏散过程中的滞后问题,基于社会力模型并应用逐段分析法分析在不同情景下的人员疏散过程.计算结果表明,随着滞后时间的增长,舱室内乘客的疏散效率逐渐降低.最危险的情况是在疏散开始时滞后3个舱段,人员疏散有效时间在平均疏散时间中占比不及50％,总时间是无滞后疏散的2倍.研究方法对邮船及其他类型客船的人员疏散流线设计具有一定的参考意义.

摘要： 2019年9月,国际空间站发现有轻微的空气泄露现象。2020年8到9月,漏气量从每24小时270克增加至1.4千克,也就是增长到了原来的5倍。为查找漏气点,空间站值守航天员两次关闭各舱舱门进行密封性检查,并在俄罗斯舱段隔离数天。

摘要： 一般载人航天器可分为推进舱(cang)、轨道(gui dao)舱麵醜三部分。返回舱又称座舱,它是航天员的“驾驶室”,是航天员往返太空时乘坐的舱段。航天员返回地球,就要利用返回舱。返回舱和推进舱脱离后,返回舱返回,推进舱焚毁(fen hui),而轨道舱将继续留在轨道上工作一段时间。从地球飞到太空,很难。

摘要： 声振环境预示是航天器研制中的一个关键技术,其重点是统计能量分析理论模型改进研究.文章根据统计能量分析原理建立了航天器舱段模型,预示了舱段声振环境,对结构响应加速度功率谱密度、内声场声压级谱、模态能量、能量传递等进行了分析,计算结果与试验较为一致,可供统计能量分析建模参考.

摘要： 本发明提供了一种用于航天运载器的舱段的堵盖、舱段结构和航天运载器。堵盖包括主体部和从主体部边缘连接主体部的连接部。主体部的主表面侧用于设置在舱段外侧的对应内置火箭喷口的舱段开孔位置，以覆盖住舱段开孔。连接部包括连接口和脱出口。其中堵盖通过连接件穿过连接口且连接到舱段开孔周边的对应位置与舱段来连接。在内置分离火箭点火时，堵盖通过连接件从脱出口脱离而解除与舱段的连接，从而堵盖与舱段分离。本发明的堵盖可以在运载器高速飞行时，阻止气动热进入舱体内部，且在设于运载器内部的分离火箭点火工作时，堵盖可以自动从舱体脱落，从而确保运载器舱段间的顺利分离。

摘要： 本发明属于机器人装配领域，具体涉及一种舱段装配平台，旨在解决现有技术中舱段装配平台精度低、设计复杂、可靠性不足、响应慢以及协调难等问题。本发明提供一种舱段装配平台，包括承载模块、调姿模块、检测模块以及基座，所述调姿模块支撑所述承载模块用于承载舱段，所述调姿模块包括多个机械臂、球铰以及控制器，所述机械臂滑动设置与所述基座平面，所述控制器基于检测模块驱动所述机械臂及球铰以实现承载模块及舱段的空间六自由度运动。本发明基于多个机械臂相互配合具有冗余度，在局部故障的情况下能够继续工作；本发明承载能力大，通过分布式力传感进行检测内部受力及舱段受力，能够高精度、高效率的完成舱段柔性装配。

摘要： 本发明公开了一种利用增程舱段、控制舱段进行滑翔增程及精确控制的火箭总体方案，实现增程及落点精确控制。火箭头部增加控制舱段，其上的修正舵在飞行中产生垂直舵面方向的气动力，通过滚转控制舱段上鸭舵座，控制气动力方向，实现对落点精确控制；中部增加增程舱段，其上的一对可展开升力翼在飞行中产生垂直翼面方向的气动力，通过滚转增程舱段翼座，控制气动力方向，实现滑翔增程。减旋舵及减旋翼主要提供减旋力矩，实现对鸭舵座及增程舱段翼座的减旋以及作为负载平衡控制电机的控制力矩。本发明描述的火箭总体方案，在有效提高火箭飞行距离的基础上可实现对火箭落点的精确控制。

摘要： 本发明提供了一种航天运载器舱段堵盖、舱段结构和航天运载器。堵盖包括主体部和从主体部边缘连接主体部的连接部。主体部的主表面侧用于设置在舱段外侧的对应内置火箭喷口的舱段开孔位置，以覆盖住舱段开孔。连接部包括连接口和脱出口。其中堵盖通过连接件穿过连接口且连接到舱段开孔周边的对应位置与舱段来连接。在内置分离火箭点火时，堵盖通过连接件从脱出口脱离而解除与舱段的连接，从而堵盖与舱段分离。本发明的堵盖可以在运载器高速飞行时，阻止气动热进入舱体内部，且在设于运载器内部的分离火箭点火工作时，堵盖可以自动从舱体脱落，从而确保运载器舱段间的顺利分离。

摘要： 本发明提供了一种航天运载器舱段堵盖、舱段结构和航天运载器。堵盖包括主体部和从主体部边缘连接主体部的连接部。主体部的主表面侧用于设置在舱段外侧的对应内置火箭喷口的舱段开孔位置，以覆盖住舱段开孔。连接部包括连接口和脱出口。其中堵盖通过连接件穿过连接口且连接到舱段开孔周边的对应位置与舱段来连接。在内置分离火箭点火时，堵盖通过连接件从脱出口脱离而解除与舱段的连接，从而堵盖与舱段分离。本发明的堵盖可以在运载器高速飞行时，阻止气动热进入舱体内部，且在设于运载器内部的分离火箭点火工作时，堵盖可以自动从舱体脱落，从而确保运载器舱段间的顺利分离。

摘要： 本申请实施例提供了一种航天飞行器舱段的制造方法及航天飞行器舱段。包括如下步骤：对舱段进行结构设计，所述结构设计包括多个结构设计步骤；每个所述结构设计步骤对应一个工艺设计及生产步骤，以制造出对应的结构；其中，各个所述工艺设计及生产步骤和各个所述结构设计步骤有部分是并行进行的。航天飞行器舱段通过上述航天飞行器舱段的制造方法制造得到。本申请实施例解决了航天飞行器舱段的制造周期较长的技术问题。

摘要： 本发明公开了一种舱段净尺寸成型方法、成型工装以及舱段；舱段净尺寸成型方法包括如下步骤：安装金属蒙皮和隔热层、防热层铺层成型、防热层固化、防热层脱模和防热层余量加工。本发明提供的舱段净尺寸成型方法以及成型工装，通过该成型工装对产品外形尺寸进行控制；成型方法采用过程控制方法减少预浸布收缩带来的表观缺陷；本发明对舱段结构中缺陷部位分布位置进行设计，降低缺陷产生的风险。通过本发明提供的舱段净尺寸成型方法以及成型工装可以生产得到纤维结构完整、表观平整、满足设计要求的回转体或近回转体舱段产品，同时该成型方法有效降低了材料成本、加工周期以及对设备的依赖性，提升原材料利用率。

摘要： 本发明属于机器人装配领域，具体涉及一种舱段装配平台，旨在解决现有技术中舱段装配平台精度低、设计复杂、可靠性不足、响应慢以及协调难等问题。本发明提供一种舱段装配平台，包括承载模块、调姿模块、检测模块以及基座，所述调姿模块支撑所述承载模块用于承载舱段，所述调姿模块包括多个机械臂、球铰以及控制器，所述机械臂滑动设置与所述基座平面，所述控制器基于检测模块驱动所述机械臂及球铰以实现承载模块及舱段的空间六自由度运动。本发明基于多个机械臂相互配合具有冗余度，在局部故障的情况下能够继续工作；本发明承载能力大，通过分布式力传感进行检测内部受力及舱段受力，能够高精度、高效率的完成舱段柔性装配。

摘要： 本发明提供了一种用于航天运载器的舱段的堵盖、舱段结构和航天运载器。堵盖包括主体部和从主体部边缘连接主体部的连接部。主体部的主表面侧用于设置在舱段外侧的对应内置火箭喷口的舱段开孔位置，以覆盖住舱段开孔。连接部包括连接口和脱出口。其中堵盖通过连接件穿过连接口且连接到舱段开孔周边的对应位置与舱段来连接。在内置分离火箭点火时，堵盖通过连接件从脱出口脱离而解除与舱段的连接，从而堵盖与舱段分离。本发明的堵盖可以在运载器高速飞行时，阻止气动热进入舱体内部，且在设于运载器内部的分离火箭点火工作时，堵盖可以自动从舱体脱落，从而确保运载器舱段间的顺利分离。

摘要： 本实用新型提供了一种用于航天运载器的舱段的堵盖、舱段结构和航天运载器。堵盖包括主体部和从主体部边缘连接主体部的连接部。主体部的主表面侧用于设置在舱段外侧的对应内置火箭喷口的舱段开孔位置，以覆盖住舱段开孔。连接部包括连接口和脱出口。其中堵盖通过连接件穿过连接口且连接到舱段开孔周边的对应位置与舱段来连接。在内置分离火箭点火时，堵盖通过连接件从脱出口脱离而解除与舱段的连接，从而堵盖与舱段分离。本实用新型的堵盖可以在运载器高速飞行时，阻止气动热进入舱体内部，且在设于运载器内部的分离火箭点火工作时，堵盖可以自动从舱体脱落，从而确保运载器舱段间的顺利分离。