碰撞试验系统中加速度传感器特性仿真研究

航天器对接机构缓冲能力的强弱直接决定了航天器所受冲击的大小,因此对缓冲机构的性能进行测试/试验具有重要的意义。文章以赫兹弹簧阻尼理论为依据,通过仿真计算,分析了质量、速度对碰撞过程的影响;得到了加速度的频率特性;确定了碰撞试验系统中加速度传感器的选择原则。     

图像采集系统的逻辑控制电路设计

为了简化图像采集系统控制电路,提高系统控制系统的效率,本系统设计采用一片CPLD芯片控制产生CCD的驱动脉冲电路,在对采集图片进行预处理时利用CPLD对图片进行开窗处理,截取图像局部的特征信号进行处理,提高DSP工作效率,且节约资源,利用CPLD对DSP片外存储单元的读写进行逻辑控制,从而简化电路。     

综合离心力／气动力的升力体高超声速飞行器纵向运动建模研究

针对综合离心力/气动力的吸气式升力体高超声速飞行器,建立了飞行器刚体动力学矢量模型,得到了面向巡航控制的纵向运动模型。考察了地球曲率半径与自转角速度对高超声速飞行器运动建模的影响模式;分析了地球曲率半径对飞行器径向受力、稳态特性与动态响应的影响。分析表明：对于高超飞行器,离心力等惯性力对升力的贡献已到了相当的比例,在建模时必须考虑;对飞行器高度、俯仰动态模态影响剧烈,同样需要特殊对待。
     

上篇稳态加速度环境及试验

前言 "稳态加速度"一词,最近见诸我国国家标准gb/t 5170.16-2005<电工电子产品环境试验设备基本参数检定方法 稳态加速度试验用离心机>.     

变均方根随机振动?变加速度离心复合试验

为在地面试验中更真实地模拟再入飞行过载、振动力学环境的时变特性和复合特性,以再入飞行器子系统为对象,开展变均方根随机振动?变加速度离心复合试验研究。设定试验条件时,对预示弹道过载数据进行平滑和重采样,得到变加速度离心试验条件;对实测振动数据频谱进行归一化和频谱加权融合,得到变均方根随机振动试验条件。复合试验结果表明,给出的试验条件控制可行,实现了再入飞行振动历程和过载历程的同时模拟。     

谈谈综合试验及其应用

文章通过GB/T2422和国军标《装备环境工程术语》,介绍了综合试验、组合试验和单因素试验的基本概念,阐述了综合试验的优缺点及其应用,并列举了环境和可靠性试验中常见的综合试验项目。文章还指出了目前在综合试验设备应用中随便将其作单一环境因素试验的错误和解决办法。     

论航天器的综合环境试验

讨论了在航天器研制中综合环境试验的重要性和必要性,简单介绍了航天器研制中的各种综合环境试验,对如何设计和应用综合环境试验提出了一些看法。     

北斗导航试验卫星综合电子软件研制管理经验与启示

从软件管理、研制流程、沟通机制、开发模式、配置管理、产品质量6个方面总结了北斗全球卫星导航系统试验卫星综合电子软件研制工作管理实践的主要措施,通过研制成果验证了管理实践措施的有效性,并概括了对北斗全球卫星导航系统组网建设及其他后续卫星的软件研制的启示。     

卫星星座地面供配电测试系统研制

卫星地面供配电测试系统是卫星综合测试系统中的重要分系统之一。文章介绍了一套自行开发研制的卫星星座模式下的地面供配电测试系统,该系统主要由地面电源、PLC通用供配电测试设备、工业控制计算机、卫星等效器、DC/DC主备份切换测试设备等构成;其中通用供配电测试设备采用了组态技术,基于PROFIBUS、PLC、STEP 7和WinCC等进行开发,实现了实时显示、控制输出、报警记录、数据归档、冗余备份等功能,可靠性和可扩展性程度高,为设备的模块化、通用化和系列化提供了一个有效的途径,满足了卫星星座综合测试的需要。     

噪声试验计算机控制系统研制及调试

介绍声试验计算机控制系统和控制软件的特点和功能,给出了调试结果,结果表明控制系统性能良好,能满足声试验要求。     

通用导弹气动力计算软件DATCOM的开发与校验

M issile Datcom是由美国空军研发的一套用于导弹气动力估算的软件,在飞行器方案设计阶段具有较高的实用价值。在深入分析M issile Datcom软件源代码的基础上,结合研究成果对软件进行了开发,利用VC 编制了便于用户使用的图形界面,并利用某型导弹的风洞试验数据对软件进行了校验。结果表明,该软件在一定范围内能提供较高精度的气动力系数估算结果,对不同导弹气动力外形具有较强的适用性,为国内气动力工程估算提供了一套通用工具。     

基于振动台电枢的界面力监测和力限振动控制试验方法及其工程应用

文章针对大型航天产品对界面力定量化试验的工程应用需求,提出一种基于振动台电压电流的界面力监测方法,建立界面力的获取程序和基于界面力评估的加速度振动控制方法,通过刚性模拟配重试验验证了方法的正确性,并通过两型包带振动试验进一步验证了方法的有效性和实用性。该方法可避免传统振动试验中采用加速度控制存在的过试验问题,为航天器有效载荷精细化设计和试验验证提供参考。     

棱台式柔性外形气动力热环境仿真研究

文章利用修正后的计算流体动力学（CFD）模型,考虑变形影响,对比分析了可展开气动减速技术中3种典型气动外形的热流密度、气动压力和气动剪力分布规律。研究结果显示：传统回转体刚性外形的周向气动力热分布均匀,而棱台式外形在棱边处出现气动力热集中现象,且这种集中现象对于柔性外形更为明显;随着径向距离增加,3种外形的热流密度均逐步减小,而在过肩部处又陡然小幅上升;棱台式刚性外形与传统回转体刚性外形的气动压力分布规律一致,与棱台式柔性外形的气动剪力分布规律一致;棱台式刚性外形的气动力热特征整体上可以包络棱台式柔性外形的气动力热特征。     

稳态加速度模拟试验设备——离心机的设计(1)

文章分3篇10章详细介绍了在非标准设备制造加工中稳态加速度模拟试验设备--离心机的设计.上篇对稳态加速度环境及其效应、相关试验方法和国家标准作了阐述;中篇(上)系统介绍了国内外离心机发展的历史,提供了较为全面具体的离心机结构概况,并对它们逐一进行小结与点评;中篇(下)对离心机进行基本理论分析,研究总体设计和部件设计问题,提出离心机设计原则及其计算方法;下篇通过一个国家"七五"科技攻关项目的实践作为实例,提供读者作设计参考.在文章中,作者对多年来积累的技术资料和实践心得进行了系统的整理和归纳,梳理出一条在离心机研制中科学的设计思路和实用的工作程序.该文章对相关领域的研究人员和技术人员会有很大启发和帮助,同时对其他同类设备的设计也有触类旁通的作用.文章主要探讨的对象是中型、大型、特大型航空航天离心机,土工离心机和载人离心机.     

力限振动试验夹具设计要求和力测量装置校核方法

文章总结了航天器系统级力限振动试验夹具设计思路, 提出利用合力和合力矩进行力测量装置有效性校核的方法。并通过航天器系统级力限振动试验, 对力测量误差原因进行分析, 指出通过提高加速度和力信号信噪比的办法可使相对误差减小到±10%以内或更低, 验证了力测量装置的有效性。     

动态力测试数据处理及误差分析研究

分析了动态力测试系统的响应特性,找出了测试系统固有特性对动态力测试的影响规律,提出了一种动态力的测试数据处理方法。用该方法首先计算动态力输出曲线两个相邻零点之间的动态力均值,然后再求出该均值与动态力曲线上两个外侧交点之间的动态力均值,依此类推,迭代求得动态力的幅值、延迟时间等参数。对测试过程中误差的产生原因进行了分析并提出了减小测试误差的措施。结果表明,增加系统的阻尼振荡频率和动态力的周期,可有效降低幅值误差和延迟误差,从而对实际检测系统的设计和误差修正提供理论依据。     

空间环境监测与试验体系初步设想

随着我国空间技术的快速发展,空间环境与效应问题已经受到越来越多的关注。文章在国内外空间环境监测与试验研究发展现状的基础上,指出我国在该领域存在的问题。对于我国空间环境监测与试验体系的发展,提出了制定并完善相应规划、建设空间环境观测体系以及加强相关技术的研究等有益的建议。     

航天器电子设备温-湿-振综合环境应力试验的设计与过程控制方法

为进一步发现产品缺陷,提高产品可靠性,需对航天器电子设备选择温度-湿度-振动综合环境进行考核。文章分析了航天器电子设备在温度-湿度-振动综合环境下的故障模式和失效机理,论述了综合环境应力试验的设计方案、过程控制方法及需考虑的影响因素,并总结了试验发展方向,为推广应用温度-湿度-振动综合环境应力试验提供参考。     

基于PLC和WinCC的火箭发动机热真空试验控制系统

为了验证液体火箭发动机热防护和热管理措施的合理性和有效性,模拟飞行程序全过程,考核发动机及各组合件在热真空环境下的适应性能,需要搭建热真空试验平台。试验要求考核发动机五个关键部位的试验性能,各个部位的热流值是一个随着时间变化的参数。介绍了热真空试验平台控制系统模拟真空环境及温度环境的要求、技术途径和调试过程。控制系统采用PLC和WinCC组态软件,调节模拟装置的输出功率,达到需要的热流条件;采用真空泵抽真空方式使发动机的环境压力接近真空,各项指标符合试验要求。     

基于LabVIEW与PLC的烧嘴试验台测控系统设计

针对一体化点火开工烧嘴试验台测控系统需求,确定了由上位机、前端测量设备及PLC组成的双层架构,介绍了硬件选型及软件设计方法。测控系统经调试及热试车检验,满足试验台需求。