LM-1D Launch Vehicle

ＬＭ┐１ＤＬａｕｎｃｈＶｅｈｉｃｌｅＢｙＨａｎＨｏｕｊｉａｎＴｈｅ３－ｓｔａｇｅＬＭ－１ＤｉｓｄｅｒｉｖａｔｉｖｅｆｒｏｍｔｈｅＬＭ－１．Ｔｈｅｍａｉｎｉｍｐｒｏｖｅ－ｍｅｎｔｓａｒｅｌｉｓｔｅｄａｓｆｏｌｏｗｓ：Ｉｎｃｒｅａｓｉｎｇｔｈｅｅｎｇｉｎ...     

Airshow China'98 in Preparation

ＩｎｓｐｉｒｅｄｂｙｔｈｅｓｕｃｅｓｓｏｆＡｉｒｓｈｏｗＣｈｉｎａ＇９６，ｔｈｅｆｉｒｓｔＣｈｉ－ｎａＡｖｉａｔｉｏｎａｎｄＡｅｒｏｓｐａｃｅＥｘｈｉ－ｂｉｔｉｏｎ，ｔｈｅｓｐｏｎｓｏｒｓａｎｄｏｒｇａｎｉｚ－ｅｒｓｏｆｔｈｅｅｖｅｎｔａｒｅｎｏｗｇ...     

ChinaStar-1 and China Orient

ＯｎＭａｙ３０，１９９８，ｔｈｅＣｈｉ－ｎａＳｔａｒ－１ｃｏｍｍｕｎｉｃａｔｉｏｎｓｓａｔｅｌｉｔｅｗａｓｌａｕｎｃｈｅｄｂｙＣｈｉｎａ＇ｓＬＭ－３ＢｆｒｏｍｔｈｅＸｉｃｈａｎｇＳａｔｅｌｉｔｅＬａｕｎｃｈＣｅｎｔｅｒ．Ｉｔｗａｓｓｕｃｃｅｓｓｆｕｌ...     

长征三号运载火箭第九次升空 亚太一号卫星发射成功

长征三号运载火箭第九次升空　亚太一号卫星发射成功ＡＣｈｉｎａ－ｍａｄｅＬｏｎｇＭａｒｃｈ３ｌａｕｎｃｈｖｅｈｉｃｌｅｓｕｃｃｅｓｓｆｕｌｌｙｌａｕｎｃｈｅｄａｃｏｍｍｕｎｉｃａｔｉｏｎｓｓａｔｅｌｌｉｔｅ，Ａｐｓｔａｒ－－Ｉ，ａｔ１８：３１，Ｊｕｌｙ...     

亚太二号爆炸原因调查结束

亚太二号爆炸原因调查结束Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ａｆｔｅｒａ６－ｍｏｎｔｈｉｎｖｅｓｔｉｇａｔｉｏｎｔｈｅｐｏｓｓｉｂｌｅｃａｕｓｅｓｏｆＡｐｓｔａｒ－２ｅｘｐｌｏｓｉｏｎｈａｖｅｂｅｅｎｆｏｕｎｄｏｕｔ．Ｔｈｅｅｘｐｌｏｓｉｏｎｔｏｏｋｐｌａｃｅｗｈｅｎ...     

意大利研制Teseo－3反舰导弹

意大利研制Ｔｅｓｅｏ－３反舰导弹意大利奥托布莱达公司正在研制具有隐身性、高机动性的新一代反舰导弹Ｔｅｓｅｏ－３。Ｔｅｓｅｏ－３是为意大利海军研制的，将用来替换现役的奥托马特２反舰导弹。Ｔｅｓｅｏ－３采用涡轮喷气发动机，先以高亚音速巡航飞行，在末段进行...     

The First Launch of Europe-made Satellite by China's Rocket Achieved Great Success

ＴｈｅＬＭ－３ＢｌｉｆｔｏｆｆｒｏｍＸｉ－ｃｈａｎｇＳａｔｅｌｉｔｅＬａｕｎｃｈＣｅｎｔｅｒａｔ１７：２０，ｏｎＪｕｌｙ１８，１９９８，ｃａｒｒｙ－ｉｎｇｔｈｅＳｉｎｏｓａｔ－１ｉｎｔｏｓｐａｃｅ．ＴｈｅｆｉｒｓｔｌａｕｎｃｈｏｆＥｕｒｏｐｅ－ｍａｄ...     

实践四号卫星

实践四号卫星胡其正，陈钦楠Ａｂｓｔｒａｃｔ：ＴｈｅＣｈｉｎｅｓｅｓｃｉｅｎｔｉｆｉｃｓａｔｅｌｌｉｔｅＳＪ－４ｗａｓｌａｕｎｃｈｅｄｂｙＬＭ－３ＡｆｒｏｍＸｉｃｈａｎｇｌａｕｎｃｈｉｎｇｓｉｔｅｉｎｔｏｇｅｏｓｙｎｃｒｏｎｏｕｓｔｒａｎｓｆｅｒｏｒｂ...     

论飞行器模型自由飞试验研究的总体方案设计

飞行器的模拟飞行试验（ｓｉｍｕｌａｔｅｄ ｆｌｉｇｈｔ ｔｅｓｔ）－－模型自由飞试验（ｍｏｄｅｌ ｆｒｅｅ－ｆｌｉｇｈｔ ｔｅｓｔ）是这种飞行器进行真实飞行试验（ｒｅａｌ ｆｌｉｇｈｔ ｔｅｓｔ）或载人飞行试验（ｐｉｌｏｔｅｄ ｆｌｉｇｈｔ ｔｅｓｔ）前的“准真实飞行试验”（ｑｕａｓｉ－ｒｅａｌ ｆｌｉｇｈｔ ｔｅｓｔ），所获得的试验数据比理论计算与地面模拟试验更真实、更可靠，但费用更高、技术更复     

长征二号E成功发射回声星1

长征二号Ｅ成功发射回声星１Ａｂｓｔｒａｃｔ：ＴｈｅＬｏｃｋｈｅｅｄＭａｒｔｉｎＥｃｈｏＳｔａｒ－１ｃｏｍｍｕｎｉｃａｔｉｏｎｓｓａｔｅｌｌｉｔｅｗａｓｓｕｃｃｅｓｓｆｕｌｌｙｓｅｎｔｉｎｔｏｏｒｂｉｔｂｙａＣｈｉｎｅｓｅＬＭ－２Ｅｂｏｏｓｔｅｒ．Ｔｈ...     

舱外航天服红外笼标定试验及其修正计算

文章对舱外航天服的红外笼标定试验的情况进行了介绍,并根据试验数据对试验模型进行了修正计算,得到了红外笼的相关计算参数,同时给出了标定试验与计算模型的偏差,利用标定试验数据对试验模型进行了修正计算,并对修正计算后的结果和试验数据进行了比对,比对结果表明,计算模型计算值与试验值偏差较小,修正后的计算模型可以用于舱外航天服热平衡试验施加外热流功率的计算,并为舱外航天服的热平衡试验中外热流的施加提供参数依据。     

对接动力学试验台的建模与仿真研究

对接动力学试验台采用半物理仿真的方法实时模拟空间两个飞行器在设定对接初始条 件下的对接动力学过程。本文应用EASY5和ADAMS建立了包括机构动力学模型、飞行器对接动 力学解算、轨迹规划解算及运动模拟器位姿反解与液压伺服油缸等组成的对接动力学试验台 系统联合仿真模型。进行组合初始姿态偏差对接仿真,通过仿真结果对比,验证了试验台数 学模型的正确性。进行试验台精度考核仿真,再现了影响试验台精度的主要因素。该模型为 试验台研制与调试提供了重要的依据。
     

液体火箭发动机可靠性增长规划研究

液体火箭发动机可靠性要求高、试验费用昂贵，有必要对可靠性增长试验进行综合规划，以减少试验费用、缩短研制周期和降低风险。根据液体火箭发动机的特点，提出双参数的：Bayes可靠性增长模型，综合利用产品研制过程中全程试验信息，动态评定可靠性水平。在客观评价其可靠性水平的基础上，采用MTGP(Modified Tracking，Growth and Prediction)模型跟踪增长过程，对液体火箭发动机的可靠性增长试验进行综合规划。研究表明：这种方法能在小样本下，科学、合理地评定液体火箭发动机的可靠性水平和指导可靠性增长规划，在工程中有广泛的应用前景。     

运载火箭起飞噪声环境缩比模型试验方法

基于相似理论建立缩比模型试验相似准则,提出了火箭发动机喷流声场试验预示方法的流程。通过缩比模型系留点火试验,根据几何相似、喷流参数相似、发射环境相似来预示起飞噪声环境,在国内首次给出了运载火箭表面的噪声环境的空间相关特性,结果表明预测结果与遥测数据之差小于1.5 dB,校验了缩比模型方法的有效性。缩比模型方法对于我国新一代运载火箭的起飞噪声环境预示、噪声载荷设计、地面试验具有重要意义。     

模拟自由边界对卫星动力学特性的影响

为了研究高精度航天器微振动试验中模拟自由边界附加质量对卫星动力学特性的影响，建立考虑附加质量的卫星地面微振动试验模拟自由边界理论模型，与卫星结构动力学模型仿真结合，分析附加质量对卫星模态频率和频率响应的影响规律。在此基础上，以施加不同附加质量的卫星结构模拟试验件为实验对象，测试验证了附加质量对卫星结构动力学特性的影响。结果表明，附加质量对结构模态频率和频率响应产生明显影响，附加质量越大，对卫星动力学特性影响越大，且对频率响应峰值的影响更加突出。据此，提出附加质量应控制在卫星总质量的5%以内，以避免其在地面微振动试验中给卫星的动力学特性及微振动响应带来严重影响。     

基于相关性理论的空间遥感器结构模型修正

基于相关性理论建模方法,对空间遥感器进行仿真模态和试验模态的相关性分析。并通过关键参数的灵敏度分析和优化,实现了对遥感器有限元模型的修正。验证了相关性理论应用在遥感器结构动力学模型修正方面的可行性。     

电推进系统空心阴极产品试验技术

空心阴极是电推进系统可靠性和工作寿命关键部件,空心阴极产品的研制在很大程度上依赖于阴极试验技术的支持。在介绍空心阴极试验分类和试验设备的基础上,从性能试验、验收和鉴定试验及寿命验证试验等方面讨论了电推进系统空心阴极的产品试验技术。     

液体火箭发动机可靠性增长分析与决策研究

液体火箭发动机试验费用昂贵、可靠性要求高，有必要采用分析和决策技术对可靠性增长进行综合管理。传统的可靠性增长分析与决策是采用可靠性增长模型，包括经典可靠性增长模型和Bayes可靠性增长模型。可靠性增长模型以可靠度的点估计或置信下降作为决策标准，缺陷是没有考虑可靠度本身的不确定性以及由决策损失导致的严重后果。本文根据液体火箭发动机的特点，采用信息融合技术，建立了基于增长数据折合的Bayes指数分布可靠性增长模型，评估可靠性水平。针对评估结果存在的不确定性，采用Bayes风险决策方法确定停止可靠性增长试验时间的标准。工程应用表明：该方法可操作性强，得出的结果科学、可靠。     

利用10N推力器羽流试验数据建立羽流场数学模型

利用MBB10N推力器羽流试验数据建立推力器羽流场的数学模型并确定其模型参数,以便利用此数学模型分析此类推力器对卫星的羽流干扰力、干扰力矩以及对太阳翼、敏感器的热效应等羽流污染。本文建立的羽流场数学模型不同于Simons羽流场数学模型及羽流特征线方法,但本质上仍满足羽流远流场为自由分子流的假设条件;本文建立的羽流场数学模型的非线性表达式更便于利用试验数据实现系统辨识,而且可达到相当满意的辨识准度。     

落压式供应发生器试验系统动态仿真

某上面级液氧/煤油补燃发动机的发生器拟采用落压式挤压供应试验系统方案,为了验证其单独热试方案的可行性,建立发生器热试系统的动态数学模型,并进行数值仿真计算,确认了试验系统方案的可行性,同时提出了分级起动方式并确定了起动工况。试验取得了成功,试验结果与仿真吻合,验证了仿真计算的正确性。