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1、1991年宇航材料工艺4第期二二二二二二二二,,性,二忿二=一一一竺==竺吮竺吮一一一国际空间站的析架结构和材料金烽(航空航天部501部)文摘本文介绍了美国在国际空间站B阶段工作中的析架结构的最新研究成。。果和实践经验B阶段所定义的析架结构为一单横梁的方案这种拚架是由名义直刀、。7m。径为5cl每跨长sm的复合材料薄壁管构成的每跨的针杆长杆架横梁全长·、、:51,15。。总重6t本文介绍了这种复合材料结构的材料选择铺层设计管材制造、、以及试验结果等。涂层考虑环境效应主题词,,,空间站结构析架复合材料一、空间站结构19871116ngineerngDataoo,aee
2、ationro-根据年月日NASA颁布的《EiBkSpStP,gramSystemsEngineeringandIntegrationNASALevel11》所定义的空间站基准构。“、。型是一个单横梁的方案主结构151m由横截面为sm每跨长sm的析架组成组成彬架的c。2构件是名义直径为sm的薄壁管状石墨/环氧杆析架两端安装总面积为271om的太阳电池。、。44个资源舱和2个后勤舱阵靠近朽架的中心部位安装个实验舱与居住舱.218,,1:空间站总重量为9t各部分的质量分配如表所示表1空间站各部分贡皿的分配(t)一’’.’’’’’”.”一“组””一一件名”一译g二一{乒誉
3、{一毓”b’,’j~扩厂一---~---一---------}-{一-一扁蔽石吝一一百升一}一i系匆振挂磊一不百一·.美国居住舱—195{.67}}附加有效载荷安装设备日本实验舱与“哥伦布.’舱{4·7级气7闸舱}3..!.11‘咨履船45{高压气刚舱31咨捕胎2{4.2日太阳电池阵}21.4咨履胎3{5.。侧析架结构15.6资源舱4}4.8洲FTS{。.7布阵潇勤能}10.6{}椎讲袭置{6.2..‘~侧~~‘止竺里理兰一~一二止止丝一竺竺里竺二一~上一二竺一—空,,2219一。间站的密封舱包括实验舱和居住舱将采用T81的铝合金焊接结构受航天飞.·。,442,机货
4、舱有效空间的限制密封舱圆柱段外径为m长度因各舱任务不同在133m左右,’12。。舱体由圆柱形筒体加截锥形封头组成封头的锥角为二、析架结构方案reetae,:一是架设式(Ebl)结构美国工业界研究与发展了两种空间站彬架结构方案,。。(Dcployable)结构。比较侧垂于架设式方案选(cployable从最近文献报道来看,、。另一种是展开式D)结构从取越人触取二不。认。,,得到了考验宇航员!985用架设式衍架作为主结构的依据之一是这种衍架已在年飞行试验月。顺利地出舱进行了析架结构的组装试验7,5。。在正方体侧面有一长为m的斜杆正方体目前采用的基准构形为边长为的正方体、
5、_:,。、夕6的sm长棱边和了m长的斜杆通过接头相连接头除;三个方向L有个接点位置外26,45’2。,个接头处共有个接点这些空余的接还可在一原有的6接点各成的方向上增加个一。点可供将来空间站扩展之用,采用空心管状杆系组成的相架结构可以满足大型空间结构的重量轻、装填率高的要求,。作为空间站结构之一的拓架结构其轨道环境参数这样可以充分利用航天飞机的运载能力;n;1353“;:4om;轨道周期90mi紫外辐照W/m原子氧为轨道高度ok轨道工作寿命30年10”10了ra/‘s;1011。“2“”eZ;30、d热循环温度一~长期通最、一。个/m电子辐照(年).65.6℃。空间
6、站衡架结构初步设计要求为:最大轴向载荷5327N;轴向热膨胀系数。。士。.sx、。一已/;名义直径scm:;接头允许衣30年轨道寿命内方便地替换管子。℃低的放气1.材料选择,,根据设计要求析架管状杆件选择的关键是轴向载荷以及轴向热膨胀系数杆件的长细比11,,(长度直径比)为0、40表明由机械载荷引起的破坏模式主要是杆的总体失稳而不,/。。是壳屈曲或压缩拉伸破坏为此载荷要求转换成El的弯曲刚度要求这要求可用简支的欧··,,sm531X10“拉屈曲公式得到计算出的El最小允许值对于和7m的杆分别为Nm和.6·。lxlom,,05N其中E是管材在轴向的弹性模量I是管子在直
7、径方向上的惯性矩由规,管子,步设计要求的外径scm已是规定了的这是根据宇航员在空间能便于握住和搬运而初,。定的要使杆件重量最轻必须选择高的比模量,。设计要求中的轴向热膨胀系数CTE是针对整个管结构的其中包括端接头这意味着管,。子的CTE值可以不是零这取决于端接头使用的材料,。复合材料与铝合金相比具有很高的E和较低的CTE并且可以节省很多重量高模量的,。石墨纤维/环氧树脂复合材料比低模量纤维的复合材料更能节约重量文献AIAA88一2546报道了美国波音航空公司所选择的材料是镀铝膜的三种不同组合的管。,rr。状杆这三组复合材料分别为P75/934EpT30G/934
