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第1章 概论1

1.1 可重复使用新型航天飞行器结构基本概念1

1.2 可重复使用新型航天飞行器发展历程及关键技术2

1.2.1 可重复使用新型航天飞行器发展历程2

1.2.2 可重复使用新型航天飞行器关键技术7

1.3 可重复使用新型航天飞行器结构特点9

1.3.1 承受载荷9

1.3.2 安装设备9

1.3.3 提供构型10

1.4 可重复使用新型航天飞行器结构研制10

1.4.1 可行性论证阶段10

1.4.2 概念设计阶段11

1.4.3 样机研制阶段12

参考文献14

第2章 典型航天飞行器结构介绍及国外发展现状15

2.1 航天飞机结构系统概述15

2.1.1 前机身结构15

2.1.2 中机身结构19

2.1.3 后机身结构22

2.1.4 翼面结构24

2.2 航天飞机轨道飞行器的制造过程29

2.3 X-37B结构方案概述31

2.3.1 X-37B飞行器概述31

2.3.2 X-37B结构选材32

2.3.3 X-37B结构总体传力分析32

2.3.4 X-37B结构系统技术特点35

2.4 云霄塔（SKYLON）飞行器结构方案概述35

2.4.1 SKYLON飞行器概述35

2.4.2 SKYLON结构系统37

2.4.3 SKYLON起落架系统40

2.5 IXV结构方案概述41

2.5.1 IXV飞行器概述41

2.5.2 IXV结构系统43

2.5.3 IXV机构系统46

2.6 追梦者（Dream Chaser）结构方案概述47

2.6.1 Dream Chaser飞行器概述47

2.6.2 Dream Chaser飞行器结构发展历程49

2.6.3 Dream Chaser飞行器的创新性55

参考文献56

第3章 可重复使用新型航天飞行器结构设计完整性要求57

3.1 可重复使用新型航天飞行器结构的设计目标57

3.1.1 质量57

3.1.2 工艺性57

3.1.3 简易性57

3.1.4 维护性57

3.1.5 可达性57

3.1.6 互换性58

3.1.7 维修性58

3.1.8 贮箱适用性58

3.1.9 费用58

3.1.10 各项要求的相容性58

3.2 可重复使用新型航天飞行器结构的设计特性58

3.2.1 可重复使用新型航天飞行器结构的环境条件59

3.2.2 可重复使用新型航天飞行器结构的载荷64

3.2.3 热特性70

3.2.4 材料特性71

3.2.5 其他特性75

3.3 使用寿命78

3.3.1 安全寿命78

3.3.2 破损安全78

3.3.3 材料特性79

3.3.4 载荷谱79

3.3.5 循环载荷79

3.3.6 持续载荷79

3.4 设计验证80

3.4.1 文件80

3.4.2 分析81

3.4.3 确定载荷、压力和环境的试验82

3.4.4 材料特性试验83

3.4.5 研究性试验85

3.4.6 鉴定试验86

3.4.7 验收试验91

3.4.8 飞行试验92

3.4.9 特殊试验93

参考文献95

第4章 可重复使用新型航天飞行器结构设计96

4.1 可重复使用新型航天飞行器结构材料96

4.1.1 复合材料97

4.1.2 轻质金属材料100

4.1.3 其他金属材料102

4.1.4 结构材料工艺选择103

4.2 可重复使用新型航天飞行器结构设计的特点103

4.2.1 结构轻质化104

4.2.2 结构多功能集成化106

4.2.3 设计和制造数字化107

4.2.4 结构可重复使用性108

4.3 可重复使用新型航天飞行器结构构型109

4.3.1 硬壳／半硬壳结构109

4.3.2 杆系结构110

4.3.3 复合材料整体结构111

4.4 可重复使用新型航天飞行器结构件117

4.4.1 梁119

4.4.2 壁板132

4.4.3 夹芯结构（夹层结构）140

4.4.4 贮箱157

4.5 可重复使用新型航天飞行器结构连接175

4.5.1 对接接头175

4.5.2 铆钉连接181

4.5.3 金属的胶接与胶焊连接185

4.5.4 复合材料连接192

参考文献198

第5章 可重复使用新型航天飞行器机构设计199

5.1 概述199

5.2 传动机构199

5.2.1 传动机构功能199

5.2.2 传动机构设计200

5.2.3 传动机构的负载力矩203

5.2.4 传动机构活动关节203

5.2.5 伺服传动器206

5.2.6 传动机构与机身结构的连接设计207

5.2.7 传动机构设计考虑因素208

5.3 空间机构209

5.3.1 有效载荷舱门结构与机构209

5.3.2 太阳电池阵机构215

参考文献219

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220

6.1 疲劳设计220

6.1.1 材料疲劳性能曲线220

6.1.2 疲劳特性图221

6.1.3 影响疲劳强度的因素及相应措施223

6.1.4 疲劳设计准则230

6.1.5 疲劳设计原理231

6.1.6 疲劳寿命估算方法231

6.2 损伤容限设计241

6.2.1 基本概念241

6.2.2 与安全寿命设计方法的区别243

6.2.3 与断裂力学的关系244

6.2.4 损伤容限设计的内容和方法245

6.2.5 结构剩余强度分析249

6.3 复合材料结构的耐久性／损伤容限设计253

6.3.1 复合材料结构损伤、断裂和疲劳的特点254

6.3.2 复合材料结构耐久性／损伤容限设计要求256

6.3.3 复合材料结构耐久性／损伤容限设计方法概述259

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260

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262

参考文献264

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265

7.1 概述265

7.2 结构设计制造一体化设计平台265

7.2.1 设计制造一体化设计平台总体架构265

7.2.2 基于FiberSIM/VPM搭建复合材料设计制造一体化设计平台266

7.2.3 复合材料结构快速优化设计268

7.2.4 制订基于MBD的装配体设计规范269

7.2.5 实现总装过程的有效管理269

7.2.6 构建复合材料设计基础资源库270

7.3 基于MBD的结构设计271

7.3.1 基于MBD的产品结构定义方式272

7.3.2 MBD技术工程应用关键技术272

7.3.3 基于MBD的产品数据管理系统集成技术273

7.3.4 基于MBD的产品设计273

7.3.5 基于MBD的三维设计规范274

7.3.6 预期效果275

7.4 自动化制造技术275

7.4.1 自动铺层技术及设备276

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280

7.4.3 复合材料零件自动化生产流水线281

7.4.4 复合材料自动化检测技术284

7.5 低成本制造技术285

7.5.1 低温固化复合材料技术285

7.5.2 RTM286

7.5.3 RFI286

7.5.4 辐射固化技术287

7.6 基于MBD数字化设计与制造287

7.6.1 流程设计288

7.6.2 自动下料290

7.6.3 激光投影291

7.7 虚拟装配技术291

7.7.1 需求与国内外研究状况291

7.7.2 关键技术298

7.7.3 研究方法及途径300

参考文献303