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内容简介

　　新型航天飞行器结构技术涉及范围较广，包括材料、设计、分析、仿真、制造和环境等相关内容，《可重复使用新型航天飞行器结构设计》仅一般性地说明上述内容，重点阐述新型航天飞行器的结构特点、基本要求、新材料、新技术和设计方法等。
　　《可重复使用新型航天飞行器结构设计》共分7章。第1章为概论，介绍可重复使用新型航天飞行器结构的基本概念、特点、研制阶段和发展历程；第2章为可重复使用新型航天飞行器典型结构介绍和国外发展现状；第3章为可重复使用新型航天飞行器结构设计完整性要求，包括设计目标、设计特性、使用寿命和设计验证；第4章为可重复使用新型航天飞行器结构设计，介绍了包括材料、结构特点、结构构型、结构件、结构连接等方面的相关要求和研究经验；第5章为可重复使用新型航天飞行器机构设计，包含传动机构和空间机构；第6章为可重复使用新型航天飞行器结构疲劳和损伤容限设计；第7章为可重复使用新型航天飞行器结构设计与制造一体化，介绍了当前结构数字化设计、智能化制造和虚拟仿真等方面的内容。结构系统是航天飞行器中一个较大的分系统，其对保证航天飞行器任务的完成有很重要的作用。传统航天飞行器结构技术虽然已经非常成熟和完善，但是还不能满足面向空天一体、可重复使用新型航天飞行器的技术发展需求。因此，目前需要对新型航天飞行器结构技术进行全面系统的总结与技术剖析。

目录

第1章 概论
1．1 可重复使用新型航天飞行器结构基本概念
1．2 可重复使用新型航天飞行器发展历程及关键技术
1．2．1 可重复使用新型航天飞行器发展历程
1．2．2 可重复使用新型航天飞行器关键技术
1．3 可重复使用新型航天飞行器结构特点
1．3．1 承受载荷
1．3．2 安装设备
1．3．3 提供构型
1．4 可重复使用新型航天飞行器结构研制
1．4．1 可行性论证阶段
1．4．2 概念设计阶段
1．4．3 样机研制阶段
参考文献

第2章 典型航天飞行器结构介绍及国外发展现状
2．1 航天飞机结构系统概述
2．1．1 前机身结构
2．1．2 中机身结构
2．1．3 后机身结构
2．1．4 翼面结构
2．2 航天飞机轨道飞行器的制造过程
2．3 X-37B结构方案概述
2．3．1 X-37B飞行器概述
2．3．2 X-37B结构选材
2．3．3 X-37B结构总体传力分析
2．3．4 X-37B结构系统技术特点
2．4 云霄塔（SKYLON）飞行器结构方案概述
2．4．1 SKYLON飞行器概述
2．4．2 SKYLON结构系统
2．4．3 SKYLON起落架系统
2．5 IXV结构方案概述
2．5．1 IXV飞行器概述
2．5．2 IXV结构系统
2．5．3 IXV机构系统
2．6 追梦者（DreamChaser）结构方案概述
2．6．1 DreamChaser飞行器概述
2．6．2 DreamChaser飞行器结构发展历程
2．6．3 DreamChaser飞行器的创新性
参考文献

第3章 可重复使用新型航天飞行器结构设计完整性要求
3．1 可重复使用新型航天飞行器结构的设计目标
3．1．1 质量
3．1．2 工艺性
3．1．3 简易性
3．1．4 维护性
3．1．5 可达性
3．1．6 互换性
3．1．7 维修性
3．1．8 贮箱适用性
3．1．9 费用
3．1．10 各项要求的相容性
3．2 可重复使用新型航天飞行器结构的设计特性
3．2．1 可重复使用新型航天飞行器结构的环境条件
3．2．2 可重复使用新型航天飞行器结构的载荷
3．2．3 热特性
3．2．4 材料特性
3．2．5 其他特性
3．3 使用寿命
3．3．1 安全寿命
3．3．2 破损安全
3．3．3 材料特性
3．3．4 载荷谱
3．3．5 循环载荷
3．3．6 持续载荷
3．4 设计验证
3．4．1 问价
3．4．2 分析
3．4．3 确定载荷、压力和环境的试验
3．4．4 材料特性试验
3．4．5 研究性试验
3．4．6 鉴定试验
3．4．7 验收试验
3．4．8 飞行试验
3．4．9 特殊试验
参考文献

第4章 可重复使用新型航天飞行器结构设计
4．1 可重复使用新型航天飞行器结构材料
4．1．1 复合材料
4．1．2 轻质金属材料
4．1．3 其他金属材料
4．1．4 结构材料工艺选择
4．2 可重复使用新型航天飞行器结构设计的特点
4．2．1 结构轻质化
4．2．2 结构多功能集成化
4．2．3 乏计和制造数字化
4．2．4 结构可重复使用性
4．3 可重复使用新型航天飞行器结构构型
4．3．1 硬壳／半硬壳结构
4．3．2 杆系结构
4．3．3 复合材料整体结构
4．4 可重复使用新型航天飞行器结构件
4．4．1 梁
4．4．2 壁板
4．4．3 夹芯结构（夹层结构）
4．4．4 贮箱
4．5 可重复使用新型航天飞行器结构连接
4．5．1 对接接头
4．5．2 铆钉连接
4．5．3 金属的胶接与胶焊连接
4．5．4 复合材料连接
参考文献

第5章 可重复使用新型航天飞行器机构设计
5．1 概述
5．2 传动机构
5．2．1 传动机构功能
5．2．2 传动机构设计
5．2．3 传动机构的负载力矩
5．2．4 传动机构活动关节
5．2．5 伺服传动器
5．2．6 传动机构与机身结构的连接设计
5．2．7 传动机构设计考虑因素
5．3 空间机构
5．3．1 有效载荷舱门结构与机构
5．3．2 太阳电池阵机构
参考文献

第6章 可重复使用新型航天飞行器结构疲劳和损伤容限设计
6．1 疲劳设计
6．1．1 材料疲劳性能曲线
6．1．2 疲劳特性图
6．1．3 影响疲劳强度的因素及相应措施
6．1．4 疲劳设计准则
6．1．5 疲劳设计原理
6．1．6 疲劳寿命估算方法
6．2 损伤容限设计
6．2．1 基本概念
6．2．2 与安全寿命设计方法的区别
6．2．3 与断裂力学的关系
6．2．4 损伤容限设计的内容和方法
6．2．5 结构剩余强度分析
6．3 复合材料结构的耐久性／损伤容限设计
6．3．1 复合材料结构损伤、断裂和疲劳的特点
6．3．2 复合材料结构耐久性／损伤容限设计要求
6．3．3 复合材料结构耐久性／损伤容限设计方法概述
6．3．4 复合材料结构耐久性／损伤容限的设计选材和材料设计
6．3．5 提高复合材料结构耐久性／损伤容限的特殊设计技术
参考文献

第7章 可重复使用新型航天飞行器结构设计与制造一体化
7．1 概述
7．2 结构设计制造一体化设计平台
7．2．1 设计制造一体化设计平台总体架构
7．2．2 基于FiberSIM／VPM搭建复合材料设计制造一体化设计平台
7．2．3 复合材料结构快速优化设计
7．2．4 制订基于MBD的装配体设计规范
7．2．5 实现总装过程的有效管理
7．2．6 构建复合材料设计基础资源库
7．3 基于MBD的结构设计
7．3．1 基于MBD的产品结构定义方式
7．3．2 MBD技术工程应用关键技术
7．3．3 基于MBD的产品数据管理系统集成技术
7．3．4 基于MBD的产品设计
7．3．5 基于MBD的三维设计规范
7．3．6 预期效果
7．4 自动化制造技术
7．4．1 自动铺层技术及设备
7．4．2 热塑性复合材料自动化成型技术及自动化设备配套
7．4．3 复合材料零件自动化生产流水线
7．4．4 复合材料自动化检测技术
7．5 低成本制造技术
7．5．1 低温固化复合材料技术
7．5．2 RTM
7．5．3 RFI
7．5．4 辐射固化技术
7．6 基于MBD数字化设计与制造
7．6．1 流程设计
7．6．2 自动下料
7．6．3 激光投影
7．7 虚拟装配技术
7．7．1 需求与国内外研究状况
7．7．2 关键技术
7．7．3 研究方法及途径
参考文献

精彩书摘

　　《可重复使用新型航天飞行器结构设计》：
　　（1）经典颤振和失速颤振
　　当分析方法不足时（例如，没有合适的，准确的或者被实验数据证实的分析方法），或者适当的分析表明为临界稳定时，应通过风洞试验验证航天飞行器在3.2.2.5节所述的情况下不发生颤振。
　　试件应为动力模型或航天飞行器的全尺寸部件。还应利用影响系数、结构刚度和飞行状态下全尺寸飞行器的振动试验，证明相似模型能够充分地模拟航天飞行器的动力特性。相似模型的动力特性还应反映弹性模态随预期使用温度的变化。
　　（2）壁板颤振
　　如果没有模拟结构构型、边缘支承条件和气动参数的壁板的试验数据，应使用动力相似模型或全尺寸部件的风洞试验，证实外部壁板在3.2.2.5节所述的情况下不发生壁板颤振。
　　至少应对无数据的飞行器上的每一结构型式的每一块壁板，在预期正常使用包线内的任何马赫数下预期应经受的，并直至1.5倍的最大当地动压的动压下，进行试验。试验中应模拟热诱导载荷、机械外加载荷和板面压差。
　　（3）操作面嗡鸣
　　应通过跨音速范围的风洞试验证实航天飞行器在3.2.2.5节所述的情况下不发生操作面嗡鸣。
　　试件应是动力模型或全尺寸部件，并且在试验中应模拟马赫数和雷诺数。至少在一个飞行试验飞行器上装有检测仪器，在最大动压的飞行试验区中对操作面嗡鸣进行测量。
　　3.4.6.4动力耦合试验
　　地面动力试验应在对接和非对接状态下的典型的飞行器结构上进行，用以评定柔性结构与功能系统的相容性。
　　作为分析的补充，应进行地面试验用以证实航天飞行器不发生3.2.2.5节准则确定的操作系统和飞行器弹性模态之间的耦合。
　　这种耦合形式的地面试验应包括部件试验、结构振动试验，以及具有尽可能多的飞行部件的闭环模拟试验，其包括结构系统和操作系统的全部系统试验。
　　……

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