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2023年 第40卷 第5期
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2023,
40(5):
447-454. doi: 10.12126/see.2023068
摘要:
全动舵系统作为航天飞行器控制飞行姿态、调整飞行方向的部件，其动态特性对飞行器的正常工作起重要作用。为了开展带有电机伺服系统和舵轴间隙的全动舵系统动力学特性分析，提出基于柔性多体动力学方法的全动舵系统建模方法：采用Craig-Bampton方法建立典型舵面刚柔耦合降阶模型，采用多体动力学方法建立电动舵机连接机构与全动舵面连接，采用偶极子网格法建立基于模态的广义气动力模型。仿真结果表明，自建的模型预测颤振速度为1270 m/s，与商用软件预测对比的偏差小于2%，验证了该建模方法的正确、可行。研究表明，伺服系统的存在会令典型舵面响应存在较大跳跃现象，而舵轴间隙的存在则极大降低了舵面产生极限环振荡的临界速度。
全动舵系统作为航天飞行器控制飞行姿态、调整飞行方向的部件，其动态特性对飞行器的正常工作起重要作用。为了开展带有电机伺服系统和舵轴间隙的全动舵系统动力学特性分析，提出基于柔性多体动力学方法的全动舵系统建模方法：采用Craig-Bampton方法建立典型舵面刚柔耦合降阶模型，采用多体动力学方法建立电动舵机连接机构与全动舵面连接，采用偶极子网格法建立基于模态的广义气动力模型。仿真结果表明，自建的模型预测颤振速度为1270 m/s，与商用软件预测对比的偏差小于2%，验证了该建模方法的正确、可行。研究表明，伺服系统的存在会令典型舵面响应存在较大跳跃现象，而舵轴间隙的存在则极大降低了舵面产生极限环振荡的临界速度。
2023,
40(5):
455-460. doi: 10.12126/see.2023093
摘要:
为实现地面模拟在轨服务目标星的运动学过程，需设计一种大范围运动模拟系统。然而，运动模拟系统产生的振动不仅影响系统的运动精度，而且制约系统响应速度。为此，通过分析运动模拟系统产生振动的原因、振动模态以及固有频率等，开展降低和抑制振动方法研究。根据试验小车在横向二维平动系统主梁的位置和伸缩立柱长度划分出9种不同运行工况，分析各工况下的系统响应、固有频率，以及激励单独作用时模拟目标星在各个方向上的最大位移，并提出使用调谐质量阻尼器（TMD）来消减该运动模拟系统主梁方向的振动。设计验证结果表明，TMD可以有效避免系统共振，在不同频率下均可有效抑制系统振动，提高系统的运行可靠性。
为实现地面模拟在轨服务目标星的运动学过程，需设计一种大范围运动模拟系统。然而，运动模拟系统产生的振动不仅影响系统的运动精度，而且制约系统响应速度。为此，通过分析运动模拟系统产生振动的原因、振动模态以及固有频率等，开展降低和抑制振动方法研究。根据试验小车在横向二维平动系统主梁的位置和伸缩立柱长度划分出9种不同运行工况，分析各工况下的系统响应、固有频率，以及激励单独作用时模拟目标星在各个方向上的最大位移，并提出使用调谐质量阻尼器（TMD）来消减该运动模拟系统主梁方向的振动。设计验证结果表明，TMD可以有效避免系统共振，在不同频率下均可有效抑制系统振动，提高系统的运行可靠性。
2023,
40(5):
461-466. doi: 10.12126/see.2023009
摘要:
为了研究高超声速飞行器主动冷却系统中的航空燃料喷射及其影响，对超临界状态下RP-3航空燃料的平孔喷嘴射流进行数值模拟，首先利用 Fluent软件进行计算流体动力学（CFD）分析，然后使用多相混合物模型模拟空化两相流，最后采用全空化模型来预测高温条件下燃料的饱和蒸气压对空化产生的机理和影响——当入口压力（Pin）高达4 MPa时，分析在不同环境压力（P∞）下，温度为333～543 K的航空燃料射流。结果发现：随着燃料温度的升高，饱和蒸气压升高，喷嘴喉部空化和出口闪蒸逐渐发生；随着环境压力的降低，压降增大导致喷嘴内的质量流量增大，喷嘴内的流动逐渐从单相流过渡到空化两相流。
为了研究高超声速飞行器主动冷却系统中的航空燃料喷射及其影响，对超临界状态下RP-3航空燃料的平孔喷嘴射流进行数值模拟，首先利用 Fluent软件进行计算流体动力学（CFD）分析，然后使用多相混合物模型模拟空化两相流，最后采用全空化模型来预测高温条件下燃料的饱和蒸气压对空化产生的机理和影响——当入口压力（Pin）高达4 MPa时，分析在不同环境压力（P∞）下，温度为333～543 K的航空燃料射流。结果发现：随着燃料温度的升高，饱和蒸气压升高，喷嘴喉部空化和出口闪蒸逐渐发生；随着环境压力的降低，压降增大导致喷嘴内的质量流量增大，喷嘴内的流动逐渐从单相流过渡到空化两相流。
2023,
40(5):
467-474. doi: 10.12126/see.2023055
摘要:
为研究在飞行过程中滚筒机动动作影响下超临界正癸烷的管道内流动换热规律及物理机制，采用数值模拟方法，分析探讨了滚筒机动条件（飞行速度、滚动半径）对速度场和温度场的影响及有关机理。研究结果表明：滚动半径的增大和飞行速度的减小都会降低换热系数和增大流体速度。由不同工况下流体的浮升力系数Bo*和热加速系数Kv都小于临界值可知，流体的传热特性只受惯性力影响，其根本原因是在离心力和科氏力的作用下，流体速度不均匀分布导致管道内壁产生涡流，造成传热恶化。以上研究结果可为采用超临界正癸烷主动再生冷却方案的超燃冲压发动机热管理提供参考。
为研究在飞行过程中滚筒机动动作影响下超临界正癸烷的管道内流动换热规律及物理机制，采用数值模拟方法，分析探讨了滚筒机动条件（飞行速度、滚动半径）对速度场和温度场的影响及有关机理。研究结果表明：滚动半径的增大和飞行速度的减小都会降低换热系数和增大流体速度。由不同工况下流体的浮升力系数Bo*和热加速系数Kv都小于临界值可知，流体的传热特性只受惯性力影响，其根本原因是在离心力和科氏力的作用下，流体速度不均匀分布导致管道内壁产生涡流，造成传热恶化。以上研究结果可为采用超临界正癸烷主动再生冷却方案的超燃冲压发动机热管理提供参考。
2023,
40(5):
475-483. doi: 10.12126/see.2023041
摘要:
为有效实施对航天员的空间辐射防护，采用计算机断层扫描数据（CT）建立了精细化男性体素模型；基于Geant4建立蒙特卡罗程序计算空间站轨道辐射经过舱壁（5 g·cm-2等效铝屏蔽）后在体模中的辐射剂量；分析了不同辐射粒子在体素模型组织或器官中的吸收剂量、当量剂量和有效剂量。计算结果表明：航天员体内吸收剂量大约80%来源于地球辐射带（ERB）质子；大约14%来源于银河宇宙线（GCR）质子；α粒子的剂量贡献占比约为5%；其余重离子的剂量贡献占比在1%左右。另外，航天员吸收的当量剂量和有效剂量50%左右来自于ERB质子，另50%左右来自于GCR粒子。计算结果将有助于评估航天员在空间站舱内的潜在辐射风险并提供辐射防护参考。
为有效实施对航天员的空间辐射防护，采用计算机断层扫描数据（CT）建立了精细化男性体素模型；基于Geant4建立蒙特卡罗程序计算空间站轨道辐射经过舱壁（5 g·cm-2等效铝屏蔽）后在体模中的辐射剂量；分析了不同辐射粒子在体素模型组织或器官中的吸收剂量、当量剂量和有效剂量。计算结果表明：航天员体内吸收剂量大约80%来源于地球辐射带（ERB）质子；大约14%来源于银河宇宙线（GCR）质子；α粒子的剂量贡献占比约为5%；其余重离子的剂量贡献占比在1%左右。另外，航天员吸收的当量剂量和有效剂量50%左右来自于ERB质子，另50%左右来自于GCR粒子。计算结果将有助于评估航天员在空间站舱内的潜在辐射风险并提供辐射防护参考。
2023,
40(5):
484-491. doi: 10.12126/see.2023058
摘要:
为解决大尺度、大磁矩航天器磁性测量时采用常规近场测试方法带来的整器磁矩偏心误差大、无法获得有效磁矩的难题，采用在航天器几何赤道面上下典型区域多层次布局传感器的方式获得整器柱面静态磁场数据。按10꞉1器模比例建立航天器垂向标准磁偶极子、双磁偶极子和组合态多磁偶极子磁矩分布模型，按上述多层分布测试方法对标准模型进行仿真试验。结果表明：在异向双磁偶极子和多磁偶极子模型中，当传感器位置高度逼近模型垂向磁赤道区域时，获得的结果更接近模型预置的标准磁矩量值；整器垂向磁性分布特征与异向多极子模型2具有高度相似性，进一步证明航天器磁赤道区域测得的结果更真实代表了垂向磁矩量值。该方法极大地提高了大磁矩航天器整器垂向磁矩准确性及其裕度控制范围。
为解决大尺度、大磁矩航天器磁性测量时采用常规近场测试方法带来的整器磁矩偏心误差大、无法获得有效磁矩的难题，采用在航天器几何赤道面上下典型区域多层次布局传感器的方式获得整器柱面静态磁场数据。按10꞉1器模比例建立航天器垂向标准磁偶极子、双磁偶极子和组合态多磁偶极子磁矩分布模型，按上述多层分布测试方法对标准模型进行仿真试验。结果表明：在异向双磁偶极子和多磁偶极子模型中，当传感器位置高度逼近模型垂向磁赤道区域时，获得的结果更接近模型预置的标准磁矩量值；整器垂向磁性分布特征与异向多极子模型2具有高度相似性，进一步证明航天器磁赤道区域测得的结果更真实代表了垂向磁矩量值。该方法极大地提高了大磁矩航天器整器垂向磁矩准确性及其裕度控制范围。
2023,
40(5):
492-500. doi: 10.12126/see.2022120
摘要:
为完善地球同步轨道（GEO）航天器静电放电（ESD）风险评估手段，文章根据空间ESD辐射电磁波频带特性，利用三维电磁场仿真软件ANSYSS HFSS，采用矩形贴片天线等效技术、梯形地平面技术和CPW馈线指数渐近线化技术开展航天器高压太阳电池阵列ESD检测用柔性天线传感器研究。采用聚酰亚胺（PI）作为柔性天线基底，其厚度为0.28 mm；柔性天线在弯曲半径分别为100、300、500 mm以及不弯曲条件下，300 MHz～2 GHz频带范围电压驻波比（VSWR）小于3，其中在650 MHz～2 GHz频段范围VSWR小于2。通过搭建的ESD模拟试验平台对传感器的电磁脉冲（EMP）信号检测性能进行实测分析，结果表明传感器能够有效地检测到高压太阳电池阵列表面的ESD EMP信号，具有用于航天器ESD故障预警的潜力。
为完善地球同步轨道（GEO）航天器静电放电（ESD）风险评估手段，文章根据空间ESD辐射电磁波频带特性，利用三维电磁场仿真软件ANSYSS HFSS，采用矩形贴片天线等效技术、梯形地平面技术和CPW馈线指数渐近线化技术开展航天器高压太阳电池阵列ESD检测用柔性天线传感器研究。采用聚酰亚胺（PI）作为柔性天线基底，其厚度为0.28 mm；柔性天线在弯曲半径分别为100、300、500 mm以及不弯曲条件下，300 MHz～2 GHz频带范围电压驻波比（VSWR）小于3，其中在650 MHz～2 GHz频段范围VSWR小于2。通过搭建的ESD模拟试验平台对传感器的电磁脉冲（EMP）信号检测性能进行实测分析，结果表明传感器能够有效地检测到高压太阳电池阵列表面的ESD EMP信号，具有用于航天器ESD故障预警的潜力。
2023,
40(5):
501-508. doi: 10.12126/see.2023045
摘要:
着眼于降低某航天器敏感载荷的微振动影响，重点探究了橡胶隔振器对载荷内部脉冲管制冷机的微振动抑制效果。首先对制冷机的微振源特性展开分析；其次结合敏感载荷的隔振需求，确定采取被动隔振的方案，并对橡胶隔振器的特性进行了准静态测试和扫频试验验证；对隔振系统进行了主动段发射条件下的力学承载性试验和常温下的微振动衰减试验，最终筛选出同时兼顾主动段和在轨工作段需求的橡胶隔振器。试验结果表明：装配有隔振系统的制冷机组件能够承受住主动段发射冲击，结构稳定性高，微振动衰减效能达34.12 dB，满足>24 dB的预期要求。研究结果可为制冷机微振动抑制提供技术参考，优化后续的整体设计。
着眼于降低某航天器敏感载荷的微振动影响，重点探究了橡胶隔振器对载荷内部脉冲管制冷机的微振动抑制效果。首先对制冷机的微振源特性展开分析；其次结合敏感载荷的隔振需求，确定采取被动隔振的方案，并对橡胶隔振器的特性进行了准静态测试和扫频试验验证；对隔振系统进行了主动段发射条件下的力学承载性试验和常温下的微振动衰减试验，最终筛选出同时兼顾主动段和在轨工作段需求的橡胶隔振器。试验结果表明：装配有隔振系统的制冷机组件能够承受住主动段发射冲击，结构稳定性高，微振动衰减效能达34.12 dB，满足>24 dB的预期要求。研究结果可为制冷机微振动抑制提供技术参考，优化后续的整体设计。
2023,
40(5):
509-515. doi: 10.12126/see.2022128
摘要:
针对航天员在轨出舱活动归舱时可能将空间环境中的污染物携带进入空间站内的风险，研究通过等离子体环境对空间尘粒荷电，并对被荷电尘粒进行静电场集尘（electrostatic field precipitation, EFP）。首先分析空间尘粒的静电荷电与静电吸附机理，进行前端尘粒荷电计算；然后引入多依奇（Deutsch）捕集效率模型，以影响EFP模块捕集效率的关键参数——风速、结构参数和激励电压为对象进行仿真研究，确定了EFP模块的参数设计；最后对按照设计参数加工的EFP模块进行试验验证，结果表明该模块的尘粒捕集效率可达85%以上，满足了对空间尘粒亚高效过滤清除的需求，可为空间尘粒清除装置的进一步开发提供参考。
针对航天员在轨出舱活动归舱时可能将空间环境中的污染物携带进入空间站内的风险，研究通过等离子体环境对空间尘粒荷电，并对被荷电尘粒进行静电场集尘（electrostatic field precipitation, EFP）。首先分析空间尘粒的静电荷电与静电吸附机理，进行前端尘粒荷电计算；然后引入多依奇（Deutsch）捕集效率模型，以影响EFP模块捕集效率的关键参数——风速、结构参数和激励电压为对象进行仿真研究，确定了EFP模块的参数设计；最后对按照设计参数加工的EFP模块进行试验验证，结果表明该模块的尘粒捕集效率可达85%以上，满足了对空间尘粒亚高效过滤清除的需求，可为空间尘粒清除装置的进一步开发提供参考。
2023,
40(5):
516-521. doi: 10.12126/see.2023056
摘要:
为了解决超重型运载火箭发射场环境中气体种类冗杂、气体浓度监测精度受室外温湿度环境干扰严重以及对火箭发射环境污染度评定规则缺乏精准数据支撑等问题，文章提出一种多气体浓度监测系统的设计：在完成系统硬件设计的基础上，基于混合遗传算法和粒子群算法的优化反向传播神经网络算法（GA-PSO-BP）进行了软件设计，对发射场环境中CO、SO2、CH4等挥发性有机化合物（VOC）类型气体浓度的监测精度进行了温湿度补偿研究。实验结果表明：系统前端感知层返回到发射场后端测控大厅的节点数据中最大浓度误差不超过1.12%，补偿能力优越。该系统设计对发射场环境多气体浓度精准监测有较大意义。
为了解决超重型运载火箭发射场环境中气体种类冗杂、气体浓度监测精度受室外温湿度环境干扰严重以及对火箭发射环境污染度评定规则缺乏精准数据支撑等问题，文章提出一种多气体浓度监测系统的设计：在完成系统硬件设计的基础上，基于混合遗传算法和粒子群算法的优化反向传播神经网络算法（GA-PSO-BP）进行了软件设计，对发射场环境中CO、SO2、CH4等挥发性有机化合物（VOC）类型气体浓度的监测精度进行了温湿度补偿研究。实验结果表明：系统前端感知层返回到发射场后端测控大厅的节点数据中最大浓度误差不超过1.12%，补偿能力优越。该系统设计对发射场环境多气体浓度精准监测有较大意义。
2023,
40(5):
522-530. doi: 10.12126/see.2023010
摘要:
针对不同材质的高精密航天器多余物信号检测存在特征重叠、可重复性较差的问题，提出基于梅尔频率倒谱系数（MFCC）与概率神经网络（PNN）的多余物材质特征识别方法。借鉴语音识别技术，设计了一种基于能量加权MFCC的多余物材质脉冲特征提取方法；构建了基于MFCC和优化PNN的单个多余物材质脉冲分类模型；利用每个多余物材质脉冲的分类信息构建多余物材质可信度，实现对铝屑、焊锡、塑料和橡胶4种典型材质的识别。经实验验证，该分类模型对单个多余物材质的识别准确率均在90%以上，对2个多余物材质的识别准确率均在80%以上。
针对不同材质的高精密航天器多余物信号检测存在特征重叠、可重复性较差的问题，提出基于梅尔频率倒谱系数（MFCC）与概率神经网络（PNN）的多余物材质特征识别方法。借鉴语音识别技术，设计了一种基于能量加权MFCC的多余物材质脉冲特征提取方法；构建了基于MFCC和优化PNN的单个多余物材质脉冲分类模型；利用每个多余物材质脉冲的分类信息构建多余物材质可信度，实现对铝屑、焊锡、塑料和橡胶4种典型材质的识别。经实验验证，该分类模型对单个多余物材质的识别准确率均在90%以上，对2个多余物材质的识别准确率均在80%以上。
2023,
40(5):
531-540. doi: 10.12126/see.2023012
摘要:
为探索适用于涂层型自润滑关节轴承的寿命预测和可靠性评估方法，提出一种基于卷积神经网络（CNN）和长短期记忆（LSTM）神经网络的轴承剩余寿命预测模型。首先利用CNN对关节轴承的摩擦扭矩信号进行失效特征提取，然后将通过主成分分析（PCA）和滤波处理后的扭矩信号输入LSTM神经网络中进行训练，得到涂层型自润滑关节轴承寿命预测模型，可实现对轴承剩余寿命的准确预测。最后，基于加速寿命试验数据，采用两参数Weibull分布模型对涂层型自润滑关节轴承的服役可靠性进行评估，结果表明涂层型自润滑关节轴承在轻载低频工况下能够维持在高可靠性水平（90%）下进行长时间稳定服役。
为探索适用于涂层型自润滑关节轴承的寿命预测和可靠性评估方法，提出一种基于卷积神经网络（CNN）和长短期记忆（LSTM）神经网络的轴承剩余寿命预测模型。首先利用CNN对关节轴承的摩擦扭矩信号进行失效特征提取，然后将通过主成分分析（PCA）和滤波处理后的扭矩信号输入LSTM神经网络中进行训练，得到涂层型自润滑关节轴承寿命预测模型，可实现对轴承剩余寿命的准确预测。最后，基于加速寿命试验数据，采用两参数Weibull分布模型对涂层型自润滑关节轴承的服役可靠性进行评估，结果表明涂层型自润滑关节轴承在轻载低频工况下能够维持在高可靠性水平（90%）下进行长时间稳定服役。
2023,
40(5):
541-549. doi: 10.12126/see.2023050
摘要:
为满足适合工程应用的加速寿命试验设计和评估需要，北京卫星环境工程研究所自研了加速寿命试验设计与评估软件ALT511。该软件由4个基本模块组成，其中“单应力一个应力水平”模块包括输入、加速因子计算、退化建模和可靠度评估4个选项卡。基于阿伦尼斯、逆幂律、广义艾琳、Norris-Landzberg以及线性5种加速模型和加速因子计算式，给出试验时间放大倍数和加速寿命试验时长的计算方法，对未失效试验件给出退化建模和伪寿命计算方法，阐述了换算成正常应力下的试验结果分布拟合方法、可靠度点估计值、可靠度下限值计算方法。最后以航天器轴承加速寿命试验为对象给出了软件应用案例。该软件融合了成熟的加速模型、试验方法、权威标准和专家经验，兼具通用性和行业特色。
为满足适合工程应用的加速寿命试验设计和评估需要，北京卫星环境工程研究所自研了加速寿命试验设计与评估软件ALT511。该软件由4个基本模块组成，其中“单应力一个应力水平”模块包括输入、加速因子计算、退化建模和可靠度评估4个选项卡。基于阿伦尼斯、逆幂律、广义艾琳、Norris-Landzberg以及线性5种加速模型和加速因子计算式，给出试验时间放大倍数和加速寿命试验时长的计算方法，对未失效试验件给出退化建模和伪寿命计算方法，阐述了换算成正常应力下的试验结果分布拟合方法、可靠度点估计值、可靠度下限值计算方法。最后以航天器轴承加速寿命试验为对象给出了软件应用案例。该软件融合了成熟的加速模型、试验方法、权威标准和专家经验，兼具通用性和行业特色。
2023,
40(5):
550-558. doi: 10.12126/see.2023072
摘要:
准确预计在轨可修系统的维修时间并及时配送维修保障资源对于提高空间站的可靠性具有重大意义。针对现有在轨维修时间预计方法的局限并考虑微重力对维修时间的影响，提出基于微重力模拟实验的在轨可修系统维修时间预计修正方法。通过中性浮力水槽模拟微重力环境，在水下进行一段拆卸任务并记录时间，获得各个关节的基准动作时间，并对比模特法验证了该方法的准确性。之后，结合空间站中的其他影响因素，在模拟实验数据的基础上，推导出空间站的在轨维修基准动作时间标准，可为空间站维修活动时间预计和维修性设计提供参考。
准确预计在轨可修系统的维修时间并及时配送维修保障资源对于提高空间站的可靠性具有重大意义。针对现有在轨维修时间预计方法的局限并考虑微重力对维修时间的影响，提出基于微重力模拟实验的在轨可修系统维修时间预计修正方法。通过中性浮力水槽模拟微重力环境，在水下进行一段拆卸任务并记录时间，获得各个关节的基准动作时间，并对比模特法验证了该方法的准确性。之后，结合空间站中的其他影响因素，在模拟实验数据的基础上，推导出空间站的在轨维修基准动作时间标准，可为空间站维修活动时间预计和维修性设计提供参考。
2023,
40(5):
559-566. doi: 10.12126/see.2023113
摘要:
针对飞行器综合性能不断提高的发展需求，对机载机电作动器（EMA）进行健康管理尤为关键。文章以EMA作为研究对象，重点研究基于集成学习方法的故障诊断框架来解决飞行器可能存在的健康管理问题：对比不同集成学习策略间的优劣，提出一种以Boosting集成学习方法为核心的故障诊断框架。该方法的建立以XGBoost、LightGBM和CatBoost模型为基础，相较于时下流行的深度学习框架，其占用的计算资源更少，模型的可解释性更强。试验结果表明，该框架相较于传统机器学习方法准确率提高10%，相较于深度学习方法训练时间减少75%，且内存占用率更低，具有较强的工程应用价值。
针对飞行器综合性能不断提高的发展需求，对机载机电作动器（EMA）进行健康管理尤为关键。文章以EMA作为研究对象，重点研究基于集成学习方法的故障诊断框架来解决飞行器可能存在的健康管理问题：对比不同集成学习策略间的优劣，提出一种以Boosting集成学习方法为核心的故障诊断框架。该方法的建立以XGBoost、LightGBM和CatBoost模型为基础，相较于时下流行的深度学习框架，其占用的计算资源更少，模型的可解释性更强。试验结果表明，该框架相较于传统机器学习方法准确率提高10%，相较于深度学习方法训练时间减少75%，且内存占用率更低，具有较强的工程应用价值。
2023,
40(5):
567-574. doi: 10.12126/see.2023031
摘要:
针对某航天器舱体结构试验件在静力试验过程中发生的加强梁胶接接头脱开问题，通过对试验件设计和工艺技术状态进行分析，建立故障树；继而采用求取故障树最小割集和对研制过程进行排查的定性分析方法，确定造成故障的主要原因，并提出相应的改进措施。经地面试验和在轨飞行验证，证实故障定位准确，改进措施有效，能提高结构系统的可靠性。有关分析方法和措施可为航天器加强梁胶接接头结构设计和工艺改进提供参考。
针对某航天器舱体结构试验件在静力试验过程中发生的加强梁胶接接头脱开问题，通过对试验件设计和工艺技术状态进行分析，建立故障树；继而采用求取故障树最小割集和对研制过程进行排查的定性分析方法，确定造成故障的主要原因，并提出相应的改进措施。经地面试验和在轨飞行验证，证实故障定位准确，改进措施有效，能提高结构系统的可靠性。有关分析方法和措施可为航天器加强梁胶接接头结构设计和工艺改进提供参考。
2023,
40(5):
575-580. doi: 10.12126/see.2023053
摘要:
传统总装流程已不再适应小卫星批量化生产日益增长的需求。通过识别严重制约批产小卫星总装效率的主要因素，采用剥离非增值环节、标准化制作、优化流程顺序、信息化和自动化等流程优化方法，对现有总装主线流程、总装检测流程、总装辅线工作和总装工艺文件编制工作进行优化，提出具体总装流程优化措施。优化后面向批产的小卫星总装新模式全面提升了总装效能，缩短了批生产周期。在此基础上提出后续批产小卫星总装流程优化的研究方向。该研究为我国未来小卫星批量化生产探索出新思路。
传统总装流程已不再适应小卫星批量化生产日益增长的需求。通过识别严重制约批产小卫星总装效率的主要因素，采用剥离非增值环节、标准化制作、优化流程顺序、信息化和自动化等流程优化方法，对现有总装主线流程、总装检测流程、总装辅线工作和总装工艺文件编制工作进行优化，提出具体总装流程优化措施。优化后面向批产的小卫星总装新模式全面提升了总装效能，缩短了批生产周期。在此基础上提出后续批产小卫星总装流程优化的研究方向。该研究为我国未来小卫星批量化生产探索出新思路。
