战术导弹折叠翼两种展开方法及测试结果比较

为了满足型号设计的需要,掌握战术导弹折叠尾翼在发射初始时的展开特性,对两种折叠翼快速展开的测试技术进行了试验研究。详细说明了两种测试方法的原理、测试量之间的比较、测试结果的分析。两种方案均在北京空气动力研究所(BIA)的一座低速风洞中进行了多次重复试验比较,测试结果表明两种方法均成熟可靠,可以用于战术导弹的实际设计中。     

中巴地球资源卫星动力学分析设计

简要叙述了总体部动力学组从基础理论和工程应用两方面，对柔性动力学、多体展开动力学、多体撞击动力学等领域进行的深入研究和取得的代表性成果。重点介绍了这些研究成果在中巴地球资源卫星动力学分析设计工作中的应用情况。     

卫星天线反射器展开冲击速度及力矩的确定

叙述了对卫星天线反射器的展开冲击所进行的计算分析及试验验证,包括速度冲击计算分析的模型、展开过程的分析方法及所需参数的计算确定、展开终止时转动角速度的试验测定等,最后给出了对两套天线的计算及测试结果.     

美国研发机翼可变形的小型无人机

美国佛罗里达州大学已经制造出机翼设计源于海鸥的小型无人机样机．其外形与鸟非常相似，总长度从152mm到609mm不等，利用微电机扭转螺纹从而移动可变形机翼．使之在12秒内控制机翼从向下折叠状态转变为向上展开状态，改变其飞行稳定性和灵活性，     

一种金融投资模型的数值逼近方法

对一种金融模型，给出了一、二阶的Itoe-Taylor逼近的估计，并对这两种估计证明了其强收敛性，同时给出了收敛的阶数．通过比较得出Itoe-Taylor逼近阶数越高，得到的估计强收敛的阶越高。     

支架类钣金零件展开料角度计算方法

钣金工作图在制品生产过程中占着很重要的地位，文中对空间飞行器的支架类钛金件弯曲部分的下料展开图的剪切角度计算进行了分析，得出了一般的计算公式，为实际生产化司类零件的展开角度计算提供了有益的依据。     

空间飞行器交会对接相对位置和姿态的在轨自检校光学成像测量算法

空间飞行器交会对接的最后逼近阶段，通常采用光学成像敏感器来测量跟踪飞行器和目标飞行器之间的相对位置和姿态。考虑到飞行器在轨运行期间，CCD相机受空间环境的影响，其内参数会发生变化的实际情况，提出了一种单CCD在轨自检校光学测量方案，其主要特点是飞行器在执行测量任务时，可同时进行相机内参数的自检校。首先根据严格的中心投影共线条件方程，推导出目标飞行器光学特征点坐标和对应的像点坐标与内参数及相对位置和姿态的严格解析关系；然后建立了内参数及相对位置和姿态的解析表达式；提出了目标航天器上光学特征点的布设要求。通过严格的理论分析和数值仿真，单CCD在轨自检校光学测量方案具有可靠性高、精度高、算法易实现、适应能力强等优点。     

模块化空间可展开天线支撑桁架结构的热-结构分析

对模块化空间可展开天线支撑桁架结构进行空间热交变环境下的热 结构分析,为天线结构因热致变形影响形面精度和网面稳定性提供合理的防护建议。采用ANSYS APDL有限元软件建立了大口径模块化空间可展开天线支撑结构的精细化数值模型,基于已有试验分别验证了模块化可展开天线结构有限元建模和热分析模型的正确性;分析了在瞬态温度场作用下约束位置等参数对支撑桁架弦杆及拉索应力的影响和热致变形规律。研究结果表明：空间可展开天线结构的应力和变形随时间历程发展与瞬态温度场变化趋势基本一致;同一瞬态温度场下,天线结构中心模块拉索热应力最大,同圈模块的弦杆热应力幅值基本相同,其上弦杆热应力逐圈增大,而拉索热应力逐圈减小;天线结构热致变形在距离约束最远端处整体累计值最大,上层中心点处累计热致变形可达15mm左右,对天线形面精度的影响不可忽略;将天线支撑桁架结构最外侧且距离结构中心最近的模块顶角和与相邻模块竖杆拼接处作为星载天线伸展臂约束时,天线结构的热致变形最小。将该处作为模块化空间可展开天线的展开支点,并建议对天线支撑结构表面采用涂刷隔热防护复合材料涂层等防护措施,以增加天线结构在太空极端环境的适应性,从而减小温度交变对天线整体形变和网面精度的影响。     

航天器变构型模块化可维修技术

现有可维修航天器为实现可维修能力代价大,且技术发展途径不清晰,难以推广应用.本文在对国外可维修航天器技术特点分析的基础上,从可维修体系架构、可更换功能模块体系和即插即用接口体系3方面,提出了一种可维修航天器的通用设计方法.结合所提方法,设计了一种主结构可变构型的模块化可维修航天器,阐述了所涉及的关键技术.所设计的可维修...     

柔性多层冲击空间碎片防护结构设计与试验

充气展开密封结构是未来空间站以及大型空间居住舱的理想构建形式,其外蒙皮由气密层、增强层、微流星体和空间碎片防护层、辐射保护层以及热控层组成。为了既满足对空间碎片的防护,又满足折叠、收纳以及展开的要求,空间碎片防护层需要采用多层冲击防护结构设计。基于多层冲击防护结构,采用国产的玄武岩纤维材料和芳纶织物的特性参数,根据弹道极限方程设定了柔性空间碎片防护层的设计参数,并通过高速撞击试验对根据设计参数生产的试验件进行了试验验证,试验结果与柔性多层冲击防护结构的弹道极限方程吻合较好。