被动式太阳房在河北农村推广的探讨

本文在介绍太阳房概念的基础上,通过调查和分析河北农村住房情况、家庭规模、收入水平和能接受的新房造价,设计了符合河北农村现状的单层被动式太阳房,并进行了相应的热工计算和造价分析。结果表明,在不显著增加造价的前提下,节能率均达到了70％以上,从技术和经济的角度论证了被动式太阳房在河北农村推广的可行性。     

精确准直型太阳模拟器的设计

前言太阳模拟器是模拟地球外层空间太阳光辐射的一种装置。理想的太阳模拟器,其辐射光束输出特性应具有真实的太阳辐射强度、太阳光准直角、光谱分布、辐射稳定性和均匀性以及足够大的光束口径。由于技术水平以及模拟器造价的限制,目前还没有能模拟所有太阳特性的模拟器。     

论《国语解》的“为……所……”式被动式

"为……所……"式被动式是古代汉语中被动式的一种。这种被动式在先秦使用十分罕见,但在中古汉语中却得到了长足发展。论文以韦昭《国语解》作为研究对象,阐述"为……所……"式被动式在三国时期的飞速发展。     

地球同步三轴稳定卫星的偏航姿态确定

地球同步三轴稳定卫星在正常运行方式下的偏航姿态控制分主动式和被动式两种。主动偏航姿态控制需要偏航姿态信息,而在位置保持机动方式下需要偏航主动控制,这也需要偏航信息。由于天线反射器法线和卫星本体偏航轴并不重合,往往有几度夹角,偏航姿态偏差对天线指向精度要求的提高,对偏航精度要求也愈来愈高。本文针对目前地球同步三轴稳定卫星常用的偏航姿态确定方法做了讨论。着重讨论了利用太阳敏感器,地球敏感器和射频敏感器的三种组合模式确定偏航资态的方法,包括利用统计法估计偏航姿态。本文还对上述各种方法进行了误差分析和性能比较。     

KFTA太阳模拟器研制

KFTA太阳模拟器是一台光线水平入射的离轴准直型太阳模拟器,其离轴角为25?、辐照面的直径为600 mm。在太阳模拟器的研制中,采用了具有一定技术难度和风险的氙灯水平点燃技术方案。文章从方案设计、系统设计、关键技术及其调试试验等方面,介绍和分析了KFTA太阳模拟器的设计计算方法。KFTA太阳模拟器的成功研制对于建造大型太阳模拟器具有参考价值。     

展开式太阳板的动力学分析

太阳板是将太阳能转换成电能的装置,是行星探测车上重要的组成部分,为探测车的正常行驶和工作提供必要的电力支持.介绍了一种太阳板翻转机构,能有效地跟踪太阳照射角度,达到并保持其转动范围内的任意角度.基于Kirchhoff理论和Hamilton法建立了太阳板驱动展开过程和受力激励的动力学模型,分析了展开和受力振动的动力学特性,得到了太阳板展开过程中扭杆驱动力矩曲线和太阳板的固有频率及振型,并通过ADAMS虚拟仿真和太阳板的振动实验验证了理论分析的正确性;同时分析了太阳板受瞬时冲击的响应特性,得到了其响应曲线.     

太阳同步轨道的太阳相对于轨道面入射角的计算方法

以太阳同步轨道为例,首先在地心天球坐标系推出了太阳光线相对轨道面的入射角的求解方法,并分析了太阳相对于轨道面的入射角在一年之内的变化情况,然后根据此结果,在以卫星为中心的天球坐标系内研究卫星星蚀时间的解法和太阳相对于卫星任一表面入射角的解法,并求出星蚀时间在一年内的变化情况和太阳相对于卫星其它两个表面入射角的变化情况。     

航天器舱外载荷适配器技术综述

航天器舱外载荷适配器是一种轻小型空间对接机构,根据操作方式分为被动式和主动式两大类。文章介绍了日本设备调换装置(EEU)、美国飞行可释放连接机械装置(FRAM)等国内外舱外载荷适配器,总结了其引导定位、机械锁紧和电连接的功能实现方式。针对空间机械臂操作、人机工效学存在的无法精确定位和驱动力不足的问题,分析了舱外载荷适配器的工作模式、关键部件、地面试验等关键技术和解决措施。针对未来我国先进载荷任务需求,提出了开展功能强大、承载能力强的主动式适配器研究建议;针对大型高轨航天器,提出了开展被动式适配器技术研究建议。     

俄罗斯大型空间模拟器(KVI)中小平面镜拼凑式太阳模拟器的研制与运行

分析了太阳模拟器的基本要求,描述了光学系统的概况,给出了太阳模拟器各部件的功能和设计特点,还描绘了建造太阳模拟器主要部件过程中解决的问题。     

月球探测器外热流与散热能力分析

给出在不同高度和β角的环月圆轨道下,探测器的太阳和月球红外热流密度,并分析了其热流随轨道变化的规律。在嫦娥三号探测器热分析中采用月面月壤热数学模型,计算了着陆月面探测器表面在全月昼不同太阳高度角下的太阳热流和月表红外热流密度。通过对各个表面散热能力的分析总结,得出了背月面和背阳面的两个有效散热面,可为环月和月表探测器热设计提供参考。     

The Suess-Urey mission (return of solar matter to Earth)

The Suess-Urey (S-U) mission has been proposed as a NASA Discovery mission to return samples of matter from the Sun to the Earth for isotopic and chemical analyses in terrestrial laboratories to provide a major improvement in our knowledge of the average chemical and isotopic composition of the solar system. The S-U spacecraft and sample return capsule will be placed in a halo orbit around the L1 Sun-Earth libration point for two years to collect solar wind ions which implant into large passive collectors made of ultra-pure materials. Constant Spacecraft-Sun-Earth geometries enable simple spin stabilized attitude control, simple passive thermal control, and a fixed medium gain antenna. Low data requirements and the safety of a Sun-pointed spinner, result in extremely low mission operations costs.     

从角闪烁观点对被动测向中多径效应的讨论

多径效应是被动测向过程中客观存在的现象,基于其产生的物理机理可从角闪烁的观点出发来加以讨论。首先介绍了角闪烁的两种物理解释,其次对被动测向中的多径效应进行了一般的数学分析,说明了相应的统计模型,重点对低仰角时被动测向中的多径效应进行了特例分析,并进行了数字仿真。     

河北省产业集群研究

基于菱形模型来分析河北省目前产业集群的现状和存在的问题,在政府职能定位、创新、特色产业集群等角度试图探求集群升级的策略.     

河北省产业集群研究

基于菱形模型来分析河北省目前产业集群的现状和存在的问题,在政府职能定位、创新、特色产业集群等角度试图探求集群升级的策略。     

人工拉格朗日点附近的被动稳定飞行

利用太阳帆能在三体问题中实现人工拉格朗日点,人工拉格朗日点克服了经典拉格朗日点位置固定的缺点,研究人工拉格朗日点的被动控制对深空探测有重要的意义。理论上人工拉格朗日点都不稳定,研究表明在被动控制下存在某些人工拉格朗日点的稳定特性与稳定平衡点非常接近,在工程上可以认为稳定。被动控制可以通过设计太阳帆来实现,本文给出了被动稳定太阳帆的设计,在该设计下考虑轨道和姿态的耦合动力学方程。基于该耦合方程研究了人工拉格朗日点的稳定性。仿真结果表明被动太阳帆使得人工拉格朗日点稳定。     

九五以来河北省高技术产业发展状况分析

本文主要通过分析九五以来河北省高技术产业的现状，针对其规模小、产量化程度低、技术开发投入强度低、知识产权意识差等问题，提出今后的发展方向及对策。     

仿猫月球着陆缓冲机构设计与缓冲特性研究

针对现有被动式铝蜂窝月球着陆器缓冲力波动大、无法重复使用的问题,提出一种基于磁流变缓冲器的仿猫月球着陆缓冲机构。首先,开展了不同高度平台的家猫跳落实验,对其跳落着陆姿态与前/后腿触地冲量进行了分析,探究其缓冲吸能机理;实验结果表明猫后腿的缓冲吸能占比更高。其次,结合猫跳落实验与中国嫦娥系列月球着陆器参数,设计了一种新构型仿猫着陆缓冲机构,并将其与嫦娥着陆器进行了仿真分析对比。结果表明,所提出的仿猫月球着陆缓冲机构,其机体最大加速度降低了18.3%,具有更为出色的着陆性能。其前腿缓冲吸能贡献约为40%,后腿的缓冲贡献度约为60%,与家猫高台跳落实验结果基本吻合,验证了仿猫月球着陆缓冲机构设计方案的合理性。     

Recent advances in lunar base simulation

This article reports about the results of the latest computer runs of a lunar base simulation model. The lunar base consists of 20 facilities for lunar mining, processing and fabrication. The infrastructure includes solar and nuclear power plants, a central workshop, habitat and farm. Lunar products can be used for construction of solar power systems (SPS) or other spacecraft at several space locations. The simulation model evaluates the mass, energy and manpower flows between the elements of the system as well as system cost and cost of products on an annual basis for a given operational period. The 1983 standard model run over a fifty-years life cycle (beginning about the year 2000) was accomplished for a mean annual production volume of 78 180 Mg of hardware products for export resulting in average specific manufacturing cost of 8.4 $/kg and total annual cost of 1.25 billion dollars during the life cycle. The reference space transportation system uses LOX/LH₂ propulsion for which at the average 210 500 Mg LOX per year is produced on the moon. The sensitivity analysis indicates the importance of bootstrapping as well as the influence of market size, space transportation cost and specific resources demand on the mean lunar manufacturing cost. The option using lunar resources turns out to be quite attractive from the economical viewpoint. Systems analysis by this lunar base model and further trade-offs will be a useful tool to confirm this.     

一种基于移步预测消除脉冲串扰的快速算法

以毫米波主被动复合探测器为工程应用背景,通过分析信号的特点,提出一种基于移步预测思想的快速算法来消除脉冲调制信号对被动通道信号的串扰。仿真分析和实验结果表明,该方法对改善信噪比效果明显,而且具有成本低、速度快和易于工程化实现的优点。     

Material considerations in the STEREO solar array design

Solar TErrestrial RElations Observatory (STEREO), the third mission in NASA's Solar Terrestrial Probes program, launched aboard a single Delta II 7925 launch vehicle on October 25, 2006 from Cape Canaveral. This two-year mission employs two nearly-identical, space-based observatories, one ahead of the Earth in its orbit, and the other trailing behind, to provide the first stereoscopic measurements of the sun and its coronal mass ejections, or CMEs. The STEREO observatories utilize four sets of solar arrays, each of which experienced a two-stage deployment on-orbit. This paper illustrates material considerations in the solar array subsystem design. It first focuses on the solar array substrate, considering material coefficient of thermal expansion (CTE) concerns when choosing a substrate laminate to which the solar cells will adhere. It then explores a similar issue when choosing a substrate insert material. Next, the focus shifts to material considerations in the solar array hinge design. This design was driven not just by function, but by a host of different material considerations, ranging from mass savings to fabrication time and cost.