航天器高稳定结构热变形分析与试验验证方法研究

摘要

航天器高稳定结构研制须探讨微米级结构热变形仿真分析与试验验证工作,以满足空间环境交变温度载荷下结构微变形要求.根据机热一体化设计的特点,提出机热一体化分析方法进行机、热载荷交互,机、热温度场交互过程由手动赋值的几天时间缩短至几分钟,且映射误差小于1℃.基于数字图像相关测量技术,采用高稳定结构微米级变形的非接触式测试方法进行试验验证.结果显示,文章中的高稳定结构在轨热变形为2～30 μm.文章提出的分析与试验验证方法,可为航天器高稳定结构设计及验证提供参考.