固体火箭发动机多分力测量方法简介

简述了固体火箭发动机卧式、立式多分力测量方法的基本原理,并给出了测量装置的组成及有关计算公式.经过长期实践,得出了卧式或立式多分力测量选择的一般原则.     

姿控发动机小推力测量天平设计

对比传统测量方式,提出用单分力天平测量小发动机推力的方法。通过对单分力天平和传统测量小推力的方式进行的有限元仿真分析,体现了单分力天平在4~25 N量级小推力测量中的优势。设计了稳态推力测量校准一体化装置,在不同环境温度条件下对单分力天平进行推力校准与测试,验证了单分力天平在姿控发动机小推力测量中应用的可行性。     

固体火箭多分力试车台的精度

1、前言经过火箭的燃烧试验,为求得推力偏心和操纵特性,精确地测量每个分力是很必要的。为此,应予先了解一下测量精度和试车台的特性。测量多分力的工作当中,当增加测量分力数同时,由于各测量系统之间的相互干扰和火箭的安装误差对分力的影响等因素,使测量各分力的工作变得极其复杂。各测量系统间的干扰主要受支承火箭的柔性件特性、测力传感器特性以及火箭的支承机构等的影响。此外,火箭的安装精度受试车台的高度、火箭安装部分的精度、火箭的安装难度以及工作人员对安装作业的熟练程度的影响。因此,为了研究上述问题,我们于六九年七月,重新改装了试车台,并进行了校正试验,因而进一步明确了其特性及测量误差的主要原因。     

固体发动机质心测量方法研究

介绍了固体火箭发动机卧式和立式轴向，径向质心测量方法的工作原理，设备结构组成及计算公式，并进行了误差估算和分析。     

固体火箭发动机五分力测量原理及静态误差分析

针对某些实际工程中固体火箭发动机绕轴线的旋转力矩M_Z相对很小或者不是测量关注重点的推力矢量测量问题,为避免测量中较为复杂的解耦过程,更简单地实现对推力矢量在各坐标轴上的分力P_X、P_Y、P_Z和对坐标轴的转矩M_X、M_Y的准确测量,在分析了六分力测量模型耦合误差的基础上,忽略发动机绕轴线的旋转力矩,提出了一种动架约束之间只存在线性耦合的五分力试验台模型,并对其进行了误差分析,证实了五分力模型能够实现对推力矢量在各坐标轴上的分力P_X、P_Y、P_Z和对坐标轴的转矩M_X、M_Y的准确测量,并进一步得到了五分力模型的静态误差主要来源于发动机安装误差和标定误差,安装误差中横偏是主要因素的结论。所得结论可为固体火箭发动机五分力试验台研制提供理论基础。     

ZN3火箭姿态测量用太阳角计

本文给出了用于ＺＮ３火箭姿态测量太阳角计的原理和测量结果，讨论了背景抑制和标定方法，分析了误差来源。该仪器采用选取适当探测波段和比值测量方法较好地消除了地外太阳辐照和大气消光的影响，也有效地抑制了背景辐射的干扰，大大提高了测量精度。实测结果表明，火箭姿态角测量的均方根误差约为０．７°。这一方法适用于各种自旋稳定飞行器的姿态测量。     

一种新型无线电外弹道测量方法

基于多基地被动雷达测距原理，采用氢钟或全球卫星定位系统(GPS)实现不同测量站的高精度时间同步，提出了一种新的无线电外弹道测量方法。给出了系统的组成，讨论了方案中高精度时间同步、小型捷变频脉冲雷达发射机、宽带瞬时测频接收机和实时处理系统等关键技术。分析表明，该方法可提高测量精度，增大测量距离，改善抗干扰能力。     

航天器温度数字测量系统的多机通信

温度测量是真空热试验中一个重要的测量项目,数字测量技术是适应真空热试验温度测量需求多样性的一项新的应用技术,而实现多机通信则是数字测量系统的关键技术之一。文章建立了具有多种多机通信模式的真空热试验航天器温度数字测量系统,阐述了不同多机通信模式的通信原理与协议,介绍了利用上位机管理软件VB6.0实现串行通信以及对温度数据进行管理的方法。     

用于超精密加工表面形貌测量的几种光学方法

分析了超精密加工表面的检测技术现状，介绍了用于超精密加工表面微观形貌测量几种典型光学方法的测量原理，评述了各种光学仪器的优缺点及其测量分辨率，指出了光学测量方法的发展方向。     

基于组合方式的延时精确测量方法

研究了延时线的精确时间测量方法。首先介绍了传统群时延测量方法的误差，并分析了误差形成的机理，然后提出采用基于群时延和相位时延相结合的方式进行延时精确测量的方法。采用二次测量的方式，结合群时延的粗测量和相位时延的精测量，完成延时的精确测量，并通过仿真、试验验证了该方法在延时测量方面的精度更高。     

激光跟踪仪水平与垂直角对 测量精度影响的试验研究

激光跟踪仪是一种高精度测量设备,对于总装精测过程中大体积及复杂形面的航天器测量具有广阔应用前景。文章介绍了激光跟踪仪的测量原理,并通过激光跟踪仪水平角与垂直角在不同位置时对测量精度的影响进行试验分析,给出了激光跟踪仪最佳测量角度并得出相应结论。     

Does gravity play an essential role in the asymmetrical visual perception of vertical and horizontal line length?

The eye perceives the length of vertical and horizontal lines with an inherent asymmetry. A vertical line having the same length as a horizontal one is usually perceived to be longer. In this experimental investigation we tested the hypothesis that gravity has a direct role in producing the observed perceptual asymmetry. To this end we performed experiments in weightlessness during long-orbital space flights onboard the MIR station. Subjects performed a psychophysical task in which the length of a visually-presented vertical line was adjusted to match the length of a horizontal reference. On Earth, almost all subjects produce errors in adjusting the length of the vertical line, consistently under-estimating the length of the horizontal reference. The asymmetry of perception of the line lengths persisted in weightlessness. From these results we conclude that the phenomena of asymmetry of perception of the lengths of vertical and horizontal lines is not dependent on gravity, but is instead defined by properties of the system of internal representation. Grant numbers: 99-04-48450.     

某平台卫星发射及在轨力学环境测量与分析

为获取航天器准确的发射及在轨力学环境数据,设计了一套具有数据采集、存储和传输功能的星载测量系统。利用该系统对某大型平台卫星发射飞行过程进行了测量,获取了星箭界面及卫星结构典型位置在发射主动段的正弦振动响应、随机振动响应、冲击响应及在轨微振动的环境数据。将测量数据与星箭载荷耦合分析结果、地面力学试验结果进行了详细对比,结果表明:星箭载荷耦合分析的结果在星箭界面处横向相对准确,而纵向在有限频段准确,其他频段及星上分析结果均大于测量结果,即存在极大裕度;地面试验结果大于测量结果,意味着有较大的裁剪设计空间。测量数据对后续卫星模型修正、试验条件设计、相似平台卫星抗力学环境优化、部组件设计等均具有重要的参考价值。     

大型太阳模拟器研制技术综述

文章简要介绍了国外典型的大型太阳模拟器及其技术指标,并对其研制过程中的相关技术问题进行了较为全面的总结,包括光源的选择及点燃方式、光学系统的选用与设计、光学系统的装校、太阳模拟器性能测量以及冷却等,为我国研制KM6太阳模拟器提供了技术借鉴与参考。文章最后讨论了KM6太阳模拟器的总体设计方案,提出拟采用中等功率的氙灯作为光源,并将氙灯的点燃方式从垂直点燃改成水平点燃,避免了由于平面反射镜的存在而导致15%的能量损失。     

基于双目视觉的返回舱着陆横向速度测量

通过分析返回舱在着陆时所具有的水平速度也可能对着陆安全构成威胁的事实,论述了为返回舱增加横向缓冲装置的必要性,由此提出亟需解决的问题———在返回舱着陆下降过程中测量其水平运动速度。提出了全新概念的以视觉图像为唯一信息来源的返回舱水平速度测量方法,仅以双目摄像机系统作为传感器,避免了对返回舱原有传感器系统的改造。通过对着陆区域地面图像的采集和在线处理,利用双目交会测量原理得到返回舱当前的大地坐标和姿态。仿真实验证明,方法简单易行,测量结果可靠。     

基于双目视觉的返回舱着陆横向速度测量

通过分析返回舱在着陆时所具有的水平速度也可能对着陆安全构成威胁的事实，论述了为返回舱增加横向缓冲装置的必要性，由此提出亟需解决的问题——在返回舱着陆下降过程中测量其水平运动速度。提出了全新概念的以视觉图像为唯一信息来源的返回舱水平速度测量方法，仅以双目摄像机系统作为传感器，避免了对返回舱原有传感器系统的改造。通过对着陆区域地面图像的采集和在线处理，利用双目交会测量原理得到返回舱当前的大地坐标和姿态。仿真实验证明，方法简单易行，测量结果可靠。     

立式捏合机搅拌桨的设计

介绍了立式捏合机搅拌桨的设计方法和几何参数的计算方法;推导了两搅拌桨螺旋升角的关系式,根据捏合原理,建立了搅拌桨水平截面曲线的数学模型。     

力限三向FMD的设计及应用

力限控制技术是加速度和力的双重控制,能有效解决力学振动试验中的过试验和欠试验问题。文章在垂直向力限研究的基础上,根据引进的三向力传感器设计了三向FMD（Force Measurement Device）。利用有限元法和振动试验对设计的三向FMD进行了分析和调试。使用设计的三向FMD成功实施了某型号卫星承力筒的垂直向、水平向力限控制试验研究,达到了预期的研究目的。     

一种新的经纬仪测量算法在航天器 总装中的应用研究

文章对一种新的经纬仪测量算法进行了研究。此算法不需要经纬仪调平和互瞄,提高了测量精度和测量过程的效率。首先建立了此算法的测量模型;之后利用优化拟合算法,完成定标过程,实现坐标解算;最后经试验,用算例对此算法进行了验证,证明此算法切实可行,可以应用在航天器的总装过程中。     

高超声速飞行器气动/隐身优化设计方法

针对高超声速飞行器气动布局设计中气动设计与隐身设计矛盾的问题,采用高精度气动和隐身计算方法,建立了基于直接全局优化算法、二次曲线参数化方法和Kriging代理模型的多学科优化设计平台,并对典型高超声速布局升力体外形开展气动/隐身一体化优化设计研究。结果表明：升力体布局典型状态下升阻比由3.13提高到3.69,考虑垂直极化和水平极化状态,俯仰±30°的雷达散热截面（RCS）均值下降60%以上,表明该平台具有良好的寻优能力,风洞试验结果验证了优化算法的可行性;高超声速飞行器的机身和翼/舵等部件具有显著的绕射特性,物理光学法等高频算法不能准确捕捉前后缘绕射,应当采用矩量法计算其RCS特性;高超声速飞行器的垂直极化和水平极化的RCS特性差异巨大,在设计中应当予以考虑。