本文件规定了航天产品结构部件和组件的通用要求、要求的验证、特殊结构件要求、文档要求和数据交换要求。本文件适用于航天产品结构部件和组件（自适应结构、发动机、热防护系统、地面设备除外）。

ICS49.020
CCSV70
中华人民共和国国家标准　
GB/T43127—2023
航天产品结构部件与组件通用要求General requirements for structural components and assemblies ofspace products
(ISO 10786:2011,Space systems-—Structural components andassemblies,NEQ
2023-09-07发布
国家市场监督管理总局
国家标准化管理委员会
2024-04-01实施
规范性引用文件
术语和定义
符号和缩略语
通用要求
要求的验证
特殊结构件要求
文档要求·
10数据交换要求
附录A（资料性）
附录B（资料性）
附录C（资料性）
附录D（资料性）
推荐的结构设计最佳实践
组合载荷的安全裕度
结构安全系数
设计要求验证方法
GB/T43127—2023
GB/T43127—2023
本文件按照GB/T1.1一2020《标准化工作导则第1部分：标准化文件的结构和起草规则》的规定起草。
本文件参考ISO10786：2011《航天系统结构部件与组件》起草，一致性程度为非等效。请注意本文件的某些内容可能涉及专利。本文件的发布机构不承担识别专利的责任，本文件由全国宇航技术及其应用标准化技术委员会（SAC/TC425)提出并归口。本文件起草单位：北京宇航系统工程研究所、中国航天标准化研究所、首都航天机械有限公司、航天材料及工艺研究所、厦门科鑫电子有限公司、成都航天凯特机电科技有限公司。本文件主要起草人：孙海霞、张东、徐卫秀、王江、陈友伟、孙伟召、林川、陈岱松、马红鹏、曾耀祥、任兴宇、吴晗玲、王会平、王丹、徐岩、周龙飞、高坤、蒋礼平、易仲辉、1范围
航天产品结构部件与组件通用要求GB/T43127—2023
本文件规定了航天产品结构部件和组件的通用要求、要求的验证、特殊结构件要求、文档要求和数据交换要求。
本文件适用于航天产品结构部件和组件（自适应结构、发动机、热防护系统、地面设备除外）。2规范性引用文件
下列文件中的内容通过文中的规范性引用而构成本文件必不可少的条款。其中，注日期的引用文件，仅该日期对应的版本适用于本文件；不注日期的引用文件，其最新版本（包括所有的修改单）适用于本文件。
GB/T2900.99
电工术语可信性
GB/T32303航天结构断裂与损伤控制要求GB/T38036
航天产品结构应力分析要求
GB/T40541航天金属压力容器结构设计要求3术语和定义
GB/T32303、GB/T38036、GB/T40541和GB/T2900.99界定的以及下列术语和定义适用于本文件。
验收试验
acceptancetest
在飞行产品上实施的规定试验，用以确定材料、制造过程和工艺符合要求，且产品符合预期使用要求。
自适应结构
adaptivestructures
包含传感器、处理器和执行器的自主结构系统。注：能适应不断变化的环境条件，从而提高结构系统性能，包括安全性、稳定性、减振性、噪声抑制、空气动力学性能、指向精度、载荷再分配、损伤响应、结构完整性等。3.3
assembly
由零件、部件组成的功能实体。3.4
buckling
载荷的微小增加可能导致结构突然失稳或有害变形的结构失效模式。注：如细长的梁、柱、压杆和薄壁壳的塌。1
GB/T43127—2023
灾难性故障
catastrophicfailure
造成人员伤亡、任务失败、重大地面设施损坏，或者对环境有长期有害影响的故障。3.6
有害变形
detrimentaldeformation
对结构或其他系统执行预期功能产生不利影响的结构变形、挠曲或位移。3.7
动态载荷
dynamic load
具有确定或随机变化特性的时变载荷。3.8
失效模式
failuremode
断裂、失稳、有害变形、过度磨损或其他导致结构无法承受负载和环境条件以及危及任务成功的任何现象。
注：此术语适用于结构的失效。3.9
失效安全结构fail-safestructure经过分析或试验证明，当结构中的任意一个零部件失效时，因有完余设计仍能承受重新分配的使用载荷的结构产品，重新分配的使用载荷的设计安全系数不小于1.0。3.10
fatigue life
疲劳寿命
在疲劳失效发生前，给定结构或结构部件可以承受一定特征应力或应变循环的次数。3.11
全尺寸件
full scalearticle
代表整个飞行结构或部分飞行结构，并具有典型载荷和边界条件的全尺寸产品。3.12
危hydrogenembrittlement
在金属组织中夹杂氢原子而导致金属变脆的现象。3.13
人体振动
humanvibration
传递给宇航员或宇航员引起的振动。3.14
寿命系数
lifefactor
考虑载荷和循环次数统计分布的不确定性，以及与寿命相关分析方法的不确定性，用来乘以循环次数或时间的系数，
注：如用于疲劳（寿命)分析和损伤容限(裂纹扩展安全寿命)分析的系数。当不确定性是材料的不确定性时，寿命系数有时也称为分散系数。
载荷工况
loadingcase
组合载荷工况
combined loading case
使用寿命内，同一时刻作用在结构上的机械载荷、温度或其组合。2
载荷谱loadingspectrum
GB/T43127—2023
结构在其寿命周期内所有预期工作环境中承受的累积载荷量级及相关循环的表征。注：重要的运输、试验和操作载荷需考虑在内。3.17
movingmechanicalassembly;MMA运动机械组件
用于控制航天器的一个机械零件相对于另一零件运动的机械或机电设备。注：如万向节、驱动器、消旋和分离机构、电机、月锁、离合器弹簧、阻尼器和轴承。3.18
纵向耦合振动
pogovibration;POGO
航天器轴向运动与推进系统动态响应特性之间耦合导致的不稳定现象。3.19
承压部件
pressure component
流体系统中除压力容器外主要用来符合刚度要求、承受内压并符合密封要求的结构部件。注：如阀门、泵、管路、接头和气囊等。3.20
准鉴定试验
protoqualificationtest
采用准鉴定策略时进行的比验收试验更高的载荷量级和持续时间的试验，试验产品与飞行产品质量一致，并采用与鉴定试验相同的试验类型和顺序。注：视情况准鉴定试验也能用于飞行产品。3.21
随机载荷
randomload
瞬时幅值由概率分布函数确定的振动载荷或波动载荷，概率分布函数给出瞬时幅值在指定时间范围内的可能分布。
注：包含非周期性和准周期性部分。3.22
residualstress
残余应力
加工、制造、装配、试验或操作后，残留在结构中的内应力。注：如焊接引起的残余应力。
S-基准许用值
S-basis allowable
由标准或用户规定的最小机械强度值。3.24
次级结构
secondary structure
结构产品中，对载荷传递和整体刚度的贡献可忽略不计的结构。3.25
冲击载荷
shockload
有明显峰值的瞬态载荷，且载荷的持续时间远低于结构特有的响应时间。3.26
应力断裂寿命
stress-rupture life
考虑应力水平、作用时间以及相关环境的综合影响，非金属结构产品保持结构完整性的最短时间。3
GB/T43127—2023
结构部件
structuralcomponent
用于承受载荷或提供基准的功能产品中的机械结构。注：如天线支撑结构、仪器外壳和压力容器等。3.28
structuralitem
结构产品
零件、组件或结构部件。
注：如航天器桁架、运载火箭整流罩、压力容器、承压结构、紧固件、仪器外壳和支架等。3.29
结构structure
structuralassembly
结构组件
用来承受载荷，提供刚度、基准或稳定性，并为其他系统或分系统提供支撑或保护的结构部件或组件。
注：空间飞行器结构通常分为主结构和次级结构。3.30
系统威胁分析能量水平
systemthreatanalysisenergylevel由系统威胁分析确定，可信威胁事件产生的最大预期能量水平。3.31
静态载荷
staticload
准静态载荷
quasi-static load
与时间无关或随时间缓慢变化的载荷，对结构的动态响应可忽略。注：准静态载荷的作用频率低于被考虑部件的固有频率，因此其对结构的响应相当于静态载荷。3.32
瞬态载荷
transient load
大小或方向随时间变化的载荷，对结构的动态响应影响大。注：如运输、阵风、发动机点火或关机、分离、在轨对接、碰撞或附件释放引起的载荷等。3.33
ultimatestrength
极限强度
不发生断裂或失稳的情况下结构能承受的最大载荷或最大应力。3.34
vibroacousticenvironment
声振环境
由飞行剖面各个部分相关的高强度噪声引起的环境。注：表现为结构承受的声激励和随机振动。3.35
yield load;YL
屈服载荷
在不发生有害变形的情况下结构所能承受的最大载荷。注：用使用载荷乘以届服设计安全系数来表示，对应的应力或应变称为届服应力或应变。3.36
屈服强度yield strength
在不发生指定的永久变形或屈服的情况下结构或材料可以承受的最大载荷或最大应力。注：材料的届服强度通常通过测量实际应力-应变图与初始直线比例的延伸的偏离来确定屈服。规定值通常为偏移单位应变0.002。
符号和缩略语
下列符号和缩略语适用于本文件。CAD：计算机辅助设计（ComputerAidedDesign）CAE：计算机辅助工程（ComputerAidedEngineering）CAM：计算机辅助制造（ComputerAidedManufacturing）COPV：复合材料压力容器（CompositeOverwrappedPressureVessel）EMC：电磁兼容（ElectromagneticCompatibility）e-N：疲劳应变寿命数据。
FCI：断裂关键件（FractureCriticalItem）FOS：安全系数（FactorOfSafety）FOSU：极限安全系数（FactorOfSafetyforUltimate）FOSY：届服安全系数（FactorOfSafetyforYield）K。：断裂韧度（fracturetoughness）LBB：泄漏先于爆破（Leak-Before-Burst）LCDA：发射装置耦合动力分析（LauncherCoupledDynamicAnalysis）LL：使用载荷(LimitLoad)
MEOP：最大预期工作压力（MaximumExpectedOperatingPressure）M/OD：流星体和轨道碎片（MeteoroidandOrbitalDebris）MS：安全裕度（MarginofSafety）NDE：无损检测（Non-DestructiveEvaluation/Examination）NDI：无损检验（Non-DestructiveInspection）S-N：疲劳应力寿命数据（fatiguestress-lifedata）VDT：目测损伤临界值（VisualDamageThreshold）5剪裁
GB/T43127—2023
本文件的技术要求可根据工程项目的实际需求进行调整，并应与用户达成一致。对于载人等级的项目可根据特定用途由用户进行调整。6通用要求
6.1通则
所有结构产品设计的一般要求、材料选择和表征、制造和过程控制、质量保证、贮存和运输、维修和翻新应符合本章规定要求。为符合本文件规定的功能和性能要求，研制中根据附录A给出的实践对结构产品进行设计。其中，组合载荷的计算方法见附录B。5
GB/T43127—2023
6.2设计要求
6.2.1静强度
极限强度
所有结构产品应具有足够的强度和刚度，以符合使用寿命期间设计载荷和运行环境要求，不发生灾难性故障或塌。
6.2.1.2屈服强度
6.2.1.2.1所有结构产品应具有足够的强度和刚度，以满足使用寿命期间届服载荷和运行环境条件，包括预期试验不应产生有害(过度或永久)变形、届服、开裂、滑动或可能危及任务目标的刚度损失。6.2.1.2.2对于功能要求（例如，无过度变形、间隙、滑动、刚度损失）的项目可用使用载荷代替届服载荷。
3对于金属结构组件，可存在不会导致结构整体失稳或疲劳失效，且仍符合功能要求的局部6.2.1.2.3
届服。
屈曲强度此内容来自标准下载网
设计载荷作用下时，屈曲不应引起结构失效，也不应产生引起下列变化的过度变形：6.2.2.1
系统功能降低；
b）不能忽略的载荷变化。
6.2.2.2所有结构产品，在地面、飞行或温度变化等任意载荷组合作用下，承受较大的压缩、剪切应力或外部压力时应分析或测试其屈曲故障模式。屈曲评估宜考虑局部不稳定性、整体不稳定性、破坏和螨变等影响。6.2.2.3
屈曲强度设计应取设计载荷，但减轻届曲的载荷分量应取最小预期值。6.2.2.4）
宜避免局部屈曲发生，以下情况除外：6.2.2.5
可逆的曲；
b）引起的刚度变化和变形不影响结构和功能要求。6.2.3
单一或组合载荷及相应环境（如温度)条件下，结构强度或届曲计算安全裕度均应不小于规定的裕度。
6.2.4刚度
6.2.4.1所有结构产品应具有足够的刚度，避免使用寿命期间在预期试验和运行环境载荷作用下产生有害变形。
6.2.4.2所有结构产品应具有足够的刚度，避免设计载荷作用下发生失稳。累积的弹性、永久和热变形不应降低结构承载能力或对气动特性产生不利影响，且应满足以下条件：a）结构设计符合规定载荷和边界条件下的刚度要求；b）部件、组件和接口刚度符合结构和功能要求。刚度通常用最小固有频率的要求值来表示。6.2.4.3
变形不应引起的下列故障模式：6.2.4.4
超出规定的包络；
连接处的有害间隙(如密封面处)；b）
传力路径失效；
d）与其他分系统（如姿态和轨道控制系统)的动态耦合。6.2.5动态特性
GB/T43127—2023
结构固有频率应在规定范围内，避免与主要激励频率（如运载火箭的基频）动态耦合。6.2.5.2航天器结构不应与运载火箭控制系统耦合，结构产品刚度应达到最小刚度要求，以适应瞬态动载荷环境。弯曲频率应在飞行控制系统规定范围内。6.2.5.3航天器不应与发射、在轨运行和着陆过程中载荷诱导的柔性模态动态耦合。无法避免时，应通过分析或试验模拟，评估耦合引起的动态载荷。6.2.5.4结构部件和组件历经规定的正弦振动、随机振动、声振和冲击环境后，其性能应符合要求。6.2.6尺寸稳定性
地面、飞行、着陆和着陆后的操作中，结构材料在给定的环境下应保持尺寸稳定。此外：6.2.6.1
结构尺寸稳定性应符合任务规定的系统要求和有效载荷要求；a）
结构设计应确保不会因载荷（例如发射载荷、展开载荷、热应力、温度、湿度、通风和湿气释放）b）
作用导致危害或降低任务目标的对准精度；c）
材料选用宜考虑规定使用环境条件下材料的稳定性。6.2.6.2
航关结构需在工作环境下长期保持稳定性。6.2.7
公差与基准
应用于机械设计的系统公差精度应符合几何接口要求。6.2.7.1
6.2.7.2为实现任务目标，角度和位置公差应与装配体的基准或指向精度一致。6.2.7.3如果在组件级或航天器级上规定了对准调整要求，则这些规定应与测量或检查对准度所需的装置（例如对准基准镜）和程序一起列人机械设计中。6.2.8热
6.2.8.1为满足任务目标，结构设计应符合热设计条件。6.2.8.2为达到规定的功能和结构性能，材料选择和设计时宜考虑所有任务阶段，包括制造和贮存过程中的温度、温度变化和温度梯度。6.2.9热变形
6.2.9.1在转移轨道、在轨或安全模式下运行包括空间粒子加热的影响期间，应防止由于热载荷引起的结构部件的有害变形。
6.2.9.2应减少引起航天器指向变化的热变形。6.2.10接口要求
结构设计应符合包括连接件在内的结构零件的接口要求。应评估粘接、焊接以及其他连接方式下的结构完整性，包括失效模式间的潜在相互作用。6.2.11EMC
应符合设备和有效载荷对结构提出的EMC要求。7
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