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航天器结构与机构题库及参考答案 1.1 什么是航天器结构？主要功能有哪些 ? 指为航天器提供总体构型，为各分系统仪器设备提供支撑，承受和传递载荷，并保 持一定刚度和尺寸稳定性的部件或附件的总称。 功能：承受载荷，安装设备，提供构型 1.2 什么是航天器机构？主要功能有哪些？ 指使航天器及其部件或附件完成规定动作或运动的机械部件。 功能：连接（压紧），释放，展开，分离，指向，承载 1.3 目前我国卫星的主结构采用的形式有哪些 ? 中心承力筒结构，杆系结构，箱型板式结构，壳体结构 1.4 我国返回式航天器的主结构形式是什么 ? 壳体结构：密封舱等舱体结构 1.5 航天器鉴定试验和验收试验有何不同？ 鉴定试验是初样阶段，是设计验证的最有效手段，是对设计思想和设计方法的验证 验收试验是正样阶段，是对飞行产品的试验 1.6 什么是航天器的附件结构？ 特指在空间伸展在航天器本体之外的部件，如太阳翼和可展开天线。 1.7 航天器机构与航天器结构的最主要区别是什么？ 机构指实现动作和运动的部件，结构指提供稳定构型的部件 1.8 航天器上的一次性机构 有哪些？ 压紧与释放机构，展开机构，连接与分离机构 1.9 航天器的研制共分为哪几个阶段？ 可行性论证阶段，方案阶段，初样阶段，正样阶段 1.10 航天器的初样研制阶段工作重点是什么？ 通过初样产品的设计、制造和试验，对航天器结构与机构的设计进行全面鉴定，包 括：设计对设计要求的符合程度； 设计所采用的分析方法和分析结果的正确性；设 计所采用的材料工艺的合理性和可行性；设计所需地面试验的合理性和可行性；设 计的可靠性和质量保证措施，等等。 2.1 一般说，航天器承受的载荷最严重的时刻是在哪个过程？ 起飞（最大噪声）和跨音速时（最大气动载荷） 2.2 在下面四个环境中，对航天器机构的影响最大的环境是哪个？（ 1）地 面环境；（ 2）发射环境；（ 3）空间环境；（ 4）再入环境。 （ 2）发射环境 2.3 分别简述发射环境和在轨环境对航天器结构与机构的影响。 （ 1）发射环境： 起飞冲击与噪声：排气压力产生瞬态空气压力脉动，噪声诱发火箭和航天器振动。 最大气动载荷：在火箭飞行速度达到亚音速或超音速时，气流产生巨大压力脉动， 使火箭产生像梁一样的低频弯曲振动。 分离引起的动载荷：发动机熄火与点火、级间分离、 整流罩脱落、星箭分离等会引 起航天器瞬态振动。 稳态加速度飞行：火箭和航天器受到稳态惯性力作用，惯性力方向与飞行方向相反。 非正常条件：发射失败，逃逸塔火箭点火，航天员逃离火箭。 （ 2）在轨环境： 工作环境：机构运动引起的载荷、锁定与解锁的冲击等 真空：材料的蒸发、升华与分解，造成质损和性能退化，出气污染，冷焊，润滑剂 挥发与干摩擦效应。 温度交变：向阳区与向阴区的温度差产生温度应力，太阳辐照区与地球阴影区的交 替运行产生温度交变应力。 辐射与原子氧：带电粒子辐射、紫外辐射降低高分子聚合物性能，原子氧磨蚀表面 材料，降低涂层性能， 微流星和空间碎片：可能撞击航天器，微小尘埃造成污染。 2.4 造成冷焊的主要原因是什么？ 在超高真空条件下，同种金属的两个洁净表面相互接触，在一定的压力作用下，经 过一段时间后，两个接触面的金属分子发生互相渗透而融合，从而将两个物体连接成一体。 2.5 在发射时每级火箭发动机燃烧过程中，由航天器的加速度产生的载荷为 何种载荷？ 静载荷 2.6 什么是噪声载荷？ 噪声诱发火箭和航天器振动 2.7 着陆冲击载荷是哪一种（ 1）高频瞬态振动载荷；（ 2）低频瞬态振动载 荷；（ 3）高频随机振动载荷；（ 4）低频随机振动载荷。 （ 1）高频瞬态振动载荷 2.8 我国航天器中的准静态载荷是什么？ 指静态载荷和动态载荷的综合结果 2.9 航天器载荷条件中规定的载荷系数单位是什么？ 重力加速度 2.10 已知结构的质量为 100kg，载荷条件中的载荷系数为 1.2，则该结构实 际受的载荷是大致是多少牛顿？ 100*1.2*9.8=1176N 3.1 空间环境对结构材料的影响有哪些？ 真空：材料发生蒸发、升华和分解，造成质损和性能降低，尤其是高分子聚合物材 料和复合材料。 带电粒子辐射：质子、电子、 射线、 射线、 x 射线等产生充放电效应，发生电 离和原子位移，降低聚合物材料性能。 紫外辐射：影响光学镜头、薄膜材料的性能。 温度交变：产生热应力和热变形，出现疲劳、裂纹、变硬、变脆等现象。 原子氧：原子氧产生高温氧化和高速撞击，产生剥蚀效应造成材料损伤。影响大的 材料有银、锇、温控涂层、润滑材料、密封材料等 3.2 对航天器结构材料一般有哪些性能方面的要求？ 密度要求：低密度 机械性能要求：高弹性模量、高强度、高韧性。 物理性能要求：线膨胀系数小、比热容高、热导率大、电导率大（反射面材料）、 电导率小（电池表面材料）。 环境稳定性要求：长期在轨的材料，尤其是直接暴露的表面材料，其性能的改变和 尺寸变化在设计范围内。 制造工艺性要求： （ 1）具有良好的形状适应性：能制成杆件、板壳、薄壳等形状。 （ 2）具有良好的成型加工工艺：金属要能铸造、锻造、热处理等，复材要能铺层、 固化成型。 （ 3）具有良好的结构加工工艺：能进行切削、焊接、胶结、涂层等 加工。 3.2 铝合金的比重一般为多少？ 2.7（ 重规定为干燥物体完全密实（没有孔隙）的重量和同体积的纯水在 4时的 重量之比 ） 3.3 选择比模量高的材料作为航天器结构材料的主要目的是什么？ 航天器需要采用较高刚度的结构，比模量高的材料可以使同等刚度结构设计时质量 更小。 3.4 镁合金在航天器结构中的应用不如铝合金广泛，主要原因是什么？ 化学活泼性强、易腐蚀、材料稳定性差 ， 长期工作温度不超过 150 。 3.5 钛合金的主要优缺点有哪些？ 优点： （ 1）密度低、强度高、比强度很高 （ 2）高低温性能好， 工作范围 -273 500 （ 3）抗腐蚀性好，耐大气、海水、酸、碱 （ 4）抗疲劳性能好 （ 5）热导率低，适于隔热构件 （ 6）线膨胀系数低，尺寸稳定性好 缺点： （ 1）弹性模量低，比模量值与铝镁相当 （ 2）耐磨性差，不能作运动部件 （ 3）加工工艺差，切削、焊接难度大 （ 4）成本高 （ 5）高温下可能发生氢脆现象，使性能下降，高温加工时需要保护。 3.6 复合材料主要由哪几部分构成？ （ 1） 增强体，决定复合材料的性能，有玻璃纤维、碳纤维、凯夫拉纤维、硼纤维 （ 2） 基体，起着支撑和保 护增强体的作用，影响复合材料的部分性能，分树脂材料和 金属材料两类。 （ 3） 界面层，增强体外部的涂层，增强体通过界面层与基体融为一体，起到传递载 荷的作用，确保增强体和基体结合牢固。 3.7 石墨纤维与一般的碳纤维相比，具有什么特点？ 高模量 3.8 纵向热膨胀系数可能为负值的纤维材料是哪种纤维？ 碳纤维 和凯夫拉纤维 3.9 目前复合材料在航天器机构中没有大量应用的主要原因是什么？ 目前大多数复合材料均采用环氧基树脂作为基体材料，韧性低、抗冲击性差、耐热 和耐湿性差、不适宜在室温下长期储存和时间长等等。这些缺点均影响了目前复合材料应用 范围的进一步扩大。 3.10 与金属材料相比，复合材料的最大特点是什么？ 复合材料的优点： 复合材料的缺点： 1、密度低 1、横向和层间性能差 2、模量高 2、韧性差 3、强度高 3、二次加工性能差 4、可设计性强 4、质量稳定性差 5、热稳定性高 5、耐热耐湿性差 6、二次加工少 6、成本高 7、有独特的物理化学性能 7、耐空间环境能力差 3.11 形状记忆合金的记忆效应的原理是什么？ 形状记忆合金 （ SMA） 在不同温度下有不同相变过程，在高温状态下为母相奥氏体 状态，相变温度范围 ，当材料冷却到 As 以下，成为另一种金相组织马氏体， 相变温度范围 MfMs，材料因相变而发生变形。如果将材料加热到 As 以上，将发生从 马氏体到奥氏体的相变过程，材料自动恢复到原来的尺寸和形状，相当于有记忆功能。 分单向和双向记忆合金。 4.1 航天器结构设计的基本要求是什么？ 基本要求是航天器结构设计中必须始终遵循的基本原则，航天器结构设计的基本要求就 是强度要求，即结构不能受到破坏。 4.2 航天器结构设计的强制要求是什么？ 强制要求实质上就是设计的约束条件，它一般是由运载火箭、航天器系统和其他分系统 通过航天器系统下达的设计指标或要求。它们是强制性的，但并不是不可更改的，在必要时 有些指标（如基频、重量、温度环境等）也可在相互协调后做适当修正。 强制要求主要分为三类：运载火箭系统对航天器结构的设计约束；航天器系统对结构的 设计约束；任务环境对结构的设计约束。 4.3 航天器结构设计的导出要求是什么？ 根据强制要求，通过分析论证和与各相关分系统充分协调后，对结构分系统的强制要求 进行分析和转化，提出更具体的相关技术要求或技术指标，称之为导出要求。导出要求包含 了机、电、热各方面的设计要求，对不同结构，它的导出要求可能不完全相同。 4.4 什么是航天器的固有频率？ 航天器作自由振动时，其位移随时间按正弦规律变化，又称为简谐振动 ，简谐振动的频 率航天器的固有频率。 4.5 安全裕度的定义是什么？ 在采用分析方法进行强度校核时，安全裕度定义为 fs AA 安全裕度（ M. S） = 破坏载荷设计载荷 1 设计载荷 = 使用载荷 设计安全系数 有时直接采用材料的破坏应力来计算安全裕度更为确切和方便，破坏应力可以包括材料 极限（断裂破坏）应力、屈服（塑性破坏）应力或结构的屈服应力，此时上式改写为 安全裕度（ M. S） = 破坏应力设计应力 1 设计 应力 = 使用应力 设计安全系数 4.6 在航天器结构强度校核中，一般要求安全裕度的值是多少？ 按照结构强度设计规范，安全裕度值必须大于或等于零，具体数值可由航天器结构设计 部门规定。 4.7 已知结构的飞行载荷为 150Mpa，破坏载荷为 600Mpa，取安全系数为 2.0，则其安全 裕度是多少？ 4.8 已知结构的破坏载荷与飞行载荷之比为 3，要求安全裕度大于 1，则至少取设计的安 全系数为多少？ 4.9 已知方形截面杆的边长为 1厘米，材料的破坏应力为 300MPa，取安全系数为 1.5，为 了保证安全裕度大于 1，该杆最大可承受的载荷为多少？ 4.10 设一个铝合金圆管外径为 100mm，受轴向拉力为 N310200 。取安全系数为 1.5， 破坏强度为 400MPa，并且采用最大拉应力强度准 则，为了保证在强度计算中安全裕度大于零， 其壁厚应大致应取多少？ 4.11 优化设计问题的三个基本要素是什么？ 优化问题：设计变量、约束条件、目标函数 。 5.1 航天器的模态的含义是什么？ 一个系统的模态是指系统固有频率及其相应的振动形式（或模态形状） 5.2 航天器模态分析的最主要目的是什么？ 对航天器模态的要求（固有频率的要求）是大多数航天器结构设计，特别是卫星结构设 计的重要要求。 是要分析整个航天器主要部件的模态，包括固有频率及其相应的振型 5.3 什么是动态响应分析？ 航天器在整个飞行期间经受振动、声 、冲击等各种复杂动力学载荷，这些载荷可能引起 航天器结构和航天器上设备的失效和破坏，从而影响航天器的工作。结构动态响应分析的基 本目的是确定结构在各类动态载荷作用下的动力学特性 5.4 单自由度系统在共振点处的响应与激振力的相位差是多少度？ 2 5.5 多自由度系统的固有频率和振型（模态）是如何求得的？ 通过求解无阻尼自由振动方程得到 5.6 杆件应变能公式是什么？ 设在一定的轴向载荷 下，杆件 的应变能 为： = 2 2 式中， 为杆件长度； 为横截面积； 为材料的弹性模量。 具有 n个杆件的总应变能为： = 2 2 =1 5.7 杆系结构的应变能大小与结构效率的高低是什么关系？ 在外载荷一定的情况下，产生最小位移的桁架具有最小的总应变能；或者说。最刚性的 桁架具有最先的总应变能。 在几种桁架布局方案中，在使每个杆件的截面尺寸正好能满足所需的强度要求下，总重 量最小（即应变能最小）的桁架就是最刚性桁架。 杆系结构中每个杆件的应变能几乎相同，则结构效率较高（应变能均匀分布） 6.1 蜂窝夹层结构在航天器中得到较广泛应用的最主要原因是什么？ P216 （ 1）优良的比刚度性能 （ 2）较高的比强度性能 （ 3）抗疲劳、减振、吸声、隔声、隔热 （ 4）结构尺寸可设计性 （ 5）表面平整，安装方便 （ 6）结构简单，成本低，周期短 6.2 我国蜂窝夹层结构的铝合金面板厚度最小为多少？ P217 0.3mm 6.3 蜂窝夹层板的主要破坏形式有哪些？ P223 （ 1）整体失稳：面板厚度不够或芯子剪切刚度低 （ 2）面板皱曲：粘接破坏，局部外凸或凹陷 （ 3）剪切皱损：粘接剂破坏或横向剪切模量低造成面板错位或褶皱 （ 4）芯格内面板凹陷：芯格过大或面板过薄 （ 5）局部压塌：芯子压缩强度不足 （ 6）面板破裂：芯子高度不够或面板厚度不够 （ 7）剪切破坏：芯子剪切强度不够 6.4 在蜂窝夹层结构中添加埋件的主要目的是什么？ P230 保证蜂窝夹层板的连接强度和刚度 6.5 在蜂窝夹层结构中采用预埋件和后埋件，它们的区别在哪里？ PPT+原答案 预埋件：在夹层板制造完成之前，用泡沫胶将预埋件和芯子胶接。 位置在蜂窝夹层板制 造之前就必须确定，制造之后不能改变 ， 位置精度不易保证。 后埋件：在夹层板制造完成之后埋入夹层板内的埋件， 在蜂窝夹层板上的位置可以根据 所连接结构件或设备需要来确定 ， 位置精度易于保证，但强度低于预埋件 。 6.6 一般说，航天器蜂窝夹层结构的芯子需要穿孔，其主要原因是什么？ P218 由于蜂窝夹层板结构是在地面胶接成形，在空间环境下长期工作，穿孔使蜂窝芯子内残 留的空气能自由排放，以保证夹层板在空间真空环境中不会因芯格内的气压载荷而变形或受 损。 6.7 以下哪种壳体结构也可称为半硬壳结构：（ 1）网格壳；（ 2）波纹壳； （ 3）桁条加筋 壳 ；（ 4）蜂窝夹层壳。 P236 6.8 中心承力筒的主要功能是什么？ P233 1) 承受航天器主要载荷，下部直接与火箭连接面相连，发动机、贮箱以及质量大的有效载荷直 接与承力筒相连。 2) 决定整个航天器的构型，大多数结构部件均以中心承力筒为中心进行组装。 3) 为设备和有效载荷提供安装接口或空间，如贮箱、轨控发动机等 4) 提供航天器与运载火箭的连接接口，下部设有对接法兰。 5) 提供航天器的位置基准，承力筒的中心轴线即为航天器的中心轴线，下端框的运载对接面是 航天器的基准面。 6) 提供航天器地面操作的支承面和地面设备的机械接口。 6.9 一般说，在相同结构重量下，整体刚度较好的中心承力筒结构是什么结构？ P236 蜂 窝夹层壳 6.10 桁条加筋中心承力筒中的纵向桁条作用主要是什么？ 1) 承受纵向拉压载荷； 2) 对蒙皮提供支持，使之能维持正常的形状而不发生失稳。 6.11 我国密封舱舱门的主要结构形式有哪些？ P259 半硬壳式结构 、整体壁板结构、蜂窝夹层结构 6.12 常用的密封圈有哪几种？各有什么特点？ P266 1) o形密封圈：单圈即可密封两个方向的压力，密封可靠；体积小，重量轻，成本低；密封部 位结构简单，装拆方便；动摩擦阻力小；既能用于静密封，也能由于动密封；密封圈和密封 槽尺寸已标准化。 2) b型密封圈：容易固定，但制作复杂，成本高。一般用于较大通孔或需要经常拆卸的密封部 位。 3) 矩形密封圈：与 o型密封圈相比，具有容易固定和加工方便的。一般用于难以固定而又不需 经常拆卸的密封部位。 4) T型密封圈：用于需经常开启活动部位。 6.13 密封圈压缩率的定义是什么？一般压缩率的取值范围是多少？ P266 压缩率是指密封件受压方向上被压缩量 与受压前自由尺寸之比。 日本 25%-30%，俄罗斯 30%-50%， 一般来说， 工作温度偏低取较高值，工作温度偏高取较低值。 6.14 我国载人飞船采用的密封舱舱体结构形式是属于哪种结构？ P255 半硬壳式结构 6.15 简述防热结构的主要形式与防热原理 P275 1) 吸热防热结构。利用防热层材料的热容量吸收大部分气动热来达到防热目的。 2) 辐射防热结构。利用防热层结构表面的高辐射特性，主要以辐射散热方式将大部分气动热散 到舱外。 3) 烧蚀防热材料。利用烧蚀材料在受热后发生的一系列物理化学过程中产生的吸热效应来达到 防热目的。 7.1 某些机构需要预先进行连接或压紧，其主要原因是什么？ P6 为了在发射载荷下，保证所有需要产生动作或运动的部件能承受载荷，不产生非正常运 动和造成过大变形和破坏，必须对他们进行连接或压紧。 7.2 机构解锁的含义是什么？ P6 机构解锁即机构释放，是指接触航天器部件之间、航天器本体与附件之间、航天器舱段 之间或航天器与运载火箭之间的连接或压紧状态。 7.3 机构的释放功能是什么？ P294 解除原来连接关系或紧固约束的装置，从而为实现展开或分离做好准备。 7.4 分离和展开的主要区别是什么？ P312 1) 展开 是指 改变附件设备（如各种空间探测仪器）位置或形状的功能。展开仅改变附件或设备 与航天器本体的相对位置；或者改变附件自身的形状，但附件或设备仍与航天器本体保持某 种形式的联系。 2) 分离是指使航天器各部件之间、航天器舱段之间或航天器与运载火箭之间相互脱开的过程， 与上述展开功能不同，两个被分离部分之间在分离后已完全没有任何联系。 7.5 与地面机构不同，航天器机构设计的特殊要求是什么？ P331 1) 突出设计的高可靠性 航天器一般在空间如果出现故障就难以修复。 2) 强调对空间环境的适应性 空间环境可能导致真空摩擦、冷焊、温度变形等。 3) 充分利用有限的空间和能源 尽量采用尺寸小的零部件（如空间展开机构）。机构需要利用动力源才能工作，而航天 器上的能源有限。 4) 考虑长期或多次使用的要求 需要长期和多次使用的机构，保证寿命要求，如指向机构；一次使用的机构，考虑到地 面装配和试验，要满足多次使用的要求，如释放或展开机构。 5) 刚度要求 满足发射时或者在轨工作状态的最低固有频率要求。 7.6 一般说，航天器机构按工作时间特点分为哪几类，举例说明？ P11 1) 一次性使用机构：指在航天器任务中仅需要一次性工作的机构，如 压紧与释放机构、展开机 构、连接与分离机构 。 2) 连 续或间歇工作机构：连续工作机构：在航天器整个寿命周期内一直工作，基本上连续的 驱动相关部件转动，如太阳翼驱动机构。间歇工作机构：在航天器整个寿命期内间歇地工 作，如天线指向机构、光学系统指向机构、可伸缩太阳翼等。 7.7 有些机构可以兼有以下两个功能：（ 1）释放和展开；（ 2）连接和展开；（ 3）释放和 指向；（ 4）连接和释放。 7.8 在机构润滑中采用固体润滑的主要原因是什么？ P351 固体润滑：可耐高的载荷；有较宽的使用温度范围；可以在高真空、低温和强辐射等特 殊空间环境条件下工作。而真空环境中， 气体润滑会出现 两个问题： 气体润滑效应消失 、 润 滑剂蒸发 。 7.9 一般说，采用弹簧作为驱动装置动力的最主要缺点是什么？ 冲击载荷比较严重，释放过程难以控制 7.10 航天器机构的润滑是机构中的什么问题？ 秦礼：润滑是航天器机构中所特有的一个设计问题，而不是设计完成最后才考虑的材料 工艺问题；在航天器机构设计中必须包括必要的润滑措施，保证机构的设计不依靠对摩擦系 数的控制；对采取的润滑材料、润滑工艺和润滑系统必须进行充分的验证，以保证其性能的 一致性和对空间环境的适应性；应该根据机构的工作环境和工作寿命进行充分的地面试验。 P349 原答案： （ 1）设计问题；（ 2）材料问题；（ 3）制造工艺问题；（ 4）使用维护问题。 7.11 航天器机构中采用的主要装置有哪些种类？ P294 1.释放装置 2.展开装置 3.分离装置 4.驱动装置。 8.1 火工装置可实现的最基本功能是什么？ 释放 P295 8.2 爆炸螺栓的功能是什么？ 连接和释放 P296 8.3 火工切割器的功能是什么？ 依靠切割 起连接功能的目标物 实现连接释放功能 P300 8.4 大多数火工锁的功能是什么？ 连接和释放，有些还带有分离功能 P304 8.5 与火工释放装置相比，目前无火药释放装置的主要优点是什么？ P309 1) 显著降低了释放时产生的冲击； 2) 减少了点火系统的重量； 3) 消除了火药的安全防护问题； 4) 不存在火药燃烧或爆炸时产生的有害气体或碎片； 5) 可以多次使用，便于进行试验验证，易于保证释放装置的可靠性。 8.6 管状伸展件 (STEM) 实现展开功能的主要原理是什么？ P314 管状杆可以平绕在鼓轮上或自身卷成一个卷筒而形成收拢状态。在展开时，依靠自身弹 性从平卷形状恢复为弯曲的长管形状。 8.7 天线指向机构的驱动装置主要采用何种电机？ 步进电机 P326 8.8 为了减小驱动装置的速度，最好采用的传动齿轮是什么结构？ 谐波齿轮 P328 8.9 谐波齿轮由哪几部分组成，工作原理是什么？ P328 谐波齿轮包括三个基本部件： 波发生器、柔轮和刚轮。当波发生器（即输入轴）转动时， 在凸轮的作用下，柔轮产生周期性的径向变形，是柔轮上的外齿沿刚轮内圆周与刚轮上的内 齿形成啮入，啮合、啮出和脱开运动，柔轮径向变形同时引起周期性的周向变形，在凸轮（输 入轴）转一圈时共发生两次这种变形传递过程。因此，在刚轮固定不动的情形下，柔轮（及 输出轴）将相对于输出轴反向转过两个齿的角度，由此实现了减速比很大的传动，可达 50 到 300. 8.10 一般说，在空间的低速转动副中，比较适合的润滑方式是什么？ P351 粘结膜方式（选用固体润滑材料） 8.11 火攻释放 装置有哪些种类？ P295 爆炸螺栓、切割器、火工螺母、拔销器、火工锁。 8.12 非火攻释放装置有哪些种类？ P295 记忆合金致动装置、石蜡致动装置、 燃线装置 8.13 分离装置有哪些种类？ P321 弹簧和弹簧分离推杆、火工分离推杆、火工锁、分离火箭（不属航天机构）。 8.14 星箭连接与分 离 采用的连接与分离机构有哪些种类？ P376爆炸螺栓式，包带式 8.15 连接与 分离 机构的功能是什么？ P375 连接、释放和分离 （实现航天器本体与部 件之间、航天器与运载火箭之间以及航天器之间的牢固连接，按规定的要求在运行轨道上 实现释放与分离） 8.16 具有连接、释放、分离三重功能的火工锁有哪几种？ P304 钢球式火工锁、楔块式 火工锁 9.1 在航天器机构中规定静、动力矩裕度的目的分别是什么？ P336 答：保证机构可以产生运动；保证所产生的运动可以满足需要 。 9.2 在机构设计中，静、动力矩裕度值一般应取多少？ P336、 p338 答： 方案设计 175%，初步设计 150%，初样设计 125%，正样设计 100%。 （ 附： 美国 军标计算公式 ： = 1 0 0 1 驱 动 力 矩 - 产 生 规 定 加 速 度 所 需 的 驱 动 力 矩静 力 矩 裕 度 阻 力 矩 = 1 0 0 1 驱 动 力 矩 - 阻 力 矩动 力 矩 裕 度 用 于 产 生 规 定 加 速 度 的 力 矩 ） 9.3 对于压紧释放机构，是否需要规定静力矩裕度和动力矩裕度？ P339 答： 不需要。 9.4 对于一次性的展开机构，是否需要规定静力矩裕度和动力矩裕度？ 答： 需要 。 （如仅要求顺利展开，而对展开运动规律没有严格规定，则仅规定静力矩裕度） 。 9.5 对于天线指向机构，是否需要规定静力矩裕度和动力矩裕度？ 答： 均需要 。 （这是保证实现指向功能的基本要求） 9.6 对于我国的太阳翼展开机构，已知驱动力矩为阻力矩的 4 倍，则其静力矩裕 度为多少？ 答： 我国太阳翼展开机构的静力矩裕度规定为 =1 驱 动 力 矩静 力 矩 裕 度 阻 力 矩 则 = 4 1 = 3静 力 矩 裕 度 9.7 对于我国的太阳翼展开机构，为了满足静力矩裕度大于 2，如已知阻力矩为 10Nm，则其驱动力矩至少应大于多少？ 答： 由 = 1 2 驱 动 力 矩静 力 矩 裕 度 10 计算得： 30 mN驱 动 力 矩 9.8 设太阳翼采用扭转弹簧作为展开动力，弹簧常数为 0.5 /Nm度 ，阻力矩为 50Nm 。为了保证在展开终了（转动 180 度）的 静扭矩裕度仍大于 1，应该采取 的弹簧预置扭转角至少为多少度？ 答：由 180 11 50 得， 200 10.1 一般说，在压紧和释放机构中确定压紧点数目应考虑哪些因素？ 答： 1. 提供适当的支承方式，满足附件收拢状态下的刚度和强度要求， 2. 尽可能使得航天器本体与附件之间相互隔离，理论上最好仅提供“静定”的连接关 系，这样附件可以不承受由于本体结构变形引起的高载荷，同时可减少在释放时本体结构受 到的附件展开的动力载荷。 3. 从可靠性观点考虑，如果压紧点为单点失效模式，应尽量减少压紧点数量，但从连 接强度和刚度观点考虑，应增加压紧点数量，因此这是一个需要权衡的设计问题。 4. 压紧点位置的选择应考虑设在本体结构刚度较大的位置上，以及处于附近上容许的 位置。 10.2 单点失效模式的含义是什么？ 答： 任何一个压紧与释放机构的释放功能失效，就将使整个机构的释放功能失效。 10.3 一般说，太阳翼压紧与释放机构中的压紧杆受到的力与外力和预紧力成什 么关系？ 答： F = Fp + kFy ,Fp-始使预紧力， Fy-外力， k-连接的相对刚度系数， k = Cb/(Cb + Cm ),Cb为 连接件的刚度系数， Cm为被连接件的直接受力构件的刚度系数。 10.4 一般说，以弹簧为驱动动力的展开机构，其力矩裕度值在展开过程中如何 变化？ 答：随展开角度的增加而线性下降。 10.5 一般说，在太阳电池板、连接架、铰链、太阳翼驱动装置中，哪个部分的 刚度对展开太阳翼刚度的影响最大？ 答：电池板。 10.6 影响太阳翼展开锁定时冲击载荷的最主要因素是什么？ 答：驱动力矩。 10.7 在分析太阳翼展开锁定时的冲击载荷时，应该采用 （ 1）最大的驱动力矩和最 大的阻力矩；（ 2）最小的驱动力矩和最大的阻力矩；（ 3） 最 大 的驱动力矩和最小的阻力矩 ； （ 4）平均的驱动力矩和平均的阻力矩。 10.8 太阳翼联动装置的功能是什么？ 答： 保证太阳翼展开过程中，展开运动简化为单自由度的运动，使得各太阳板及连接架的展 开位置相互同步，以免发生干涉或碰撞。 10.9 在太阳翼发射到在轨工作过程中，太阳翼采用了哪些装置或机构？ 答： 1. 压紧与释放机构。 2. 展开机构。 3. 驱动机构。 4. 锁定装置。 5. 指向机构。 10.11 按布局形式不同，空间对接机构分为哪两种类型？ 答：中心布局和周边布局。