空间相机定标机构退出装置设计

针对星载空间相机定标机构卡滞在光路里会引起相机成像功能的损失问题,设计了一种退出装置,采用记忆合金驱动器带动离合器分离齿轮和负载轴,排除电机和控制电路的故障;退出驱动源选用卷簧,独立于负载轴支撑,借助记忆合金致动器触发卷簧动作。经ADAMS软件运动仿真和退出试验,验证了该退出装置无运动干涉,能够实现退出功能。结果表明:退出装置的驱动力矩达到电机传递给负载轴力矩的2.3倍,可以解决定标机构的电机、控制电路失效以及摩擦力矩上升至超过电机驱动能力引起的卡滞问题,并且质量较冗余设计节省32%。     

基于双四杆机构的可重复自动锁紧解锁装置

针对梦天实验舱对接、转位等工况，对日定向转动关节在轨多次锁紧解锁的需求，采用双四杆机构、自适应末端效应器等，设计一款可重复自动锁紧解锁装置。为了验证该锁紧解锁装置，利用研制产品，展开真空高温、真空低温、大气环境等多种状态下的锁紧解锁试验。结果表明:该机构可实现多种状态下的可重复自动锁紧解锁功能;在28 V直流工作电压下，锁紧动作执行时间为17.09~17.15 s，解锁动作执行时间为16.51~16.89 s。该机构具有高可靠、全角度、在轨可重复锁紧解锁等优点，在航天器锁紧解锁方面具有较大的工程应用潜力。     

空间六自由度机构的容错性能研究

空间并联机构通常服务于军事、气象领域中重要的通信设备,其运行过程中的容错能力至关重要。空间六自由度机构在轨应用中,单个支链出现故障会导致整个机构的功能受限,开展对高精度六自由度机构容错性能的分析和研究,对于空间六自由度机构在轨运行具有重要的意义。利用空间六自由度机构的冗余自由度进行了容错性能的分析与研究,设计并研制了惯性式压电六自由度机构样机,验证了机构在失效环境下的容错性能和可靠性,有效保障了故障状态下的工作性能。     

空间综合材料科学实验装置的设计与实现

为了满足各种材料在空间进行科学实验的目的,设计了能在空间长期工作的综合材料科学实验装置。文章详细介绍了该装置中的样品提拉机构、样品夹具结构和人机工效学的设计过程。实验结果验证了设计理论和方法的可行性和实用性;实验装置运行平稳、可靠,实验样品完整、无损伤。该装置首次实现了多批次样品的管理和更换功能以及在轨人工参与操作功能。     

遥感器真空成像三维光学检测装置的设计与应用

在以往的遥感器真空成像试验中, 光学检测装置每次装配完毕只能完成单一状态下的光学测试, 且建立成像试验所需工况的周期较长。文章设计研制了一种三维光学检测装置, 使用该装置可实现中小口径相机在空间环境模拟装置内的光电综合性能检测。试验人员可在空间环境模拟容器外对该装置进行平移、旋转和俯仰的精确调整, 完成对单台或多台相机全视场的精确测试。试验验证了该装置方案设计的可行性。     

航天器装配定位机构的设计与实现

航天器装配定位机构是重要的技术改造项目之一,用于舱段精密对接与分解,其通过与空间定位系统、自动起吊装置的配合,实现舱段对接与分解过程的量化识别与自动控制。该机构主要设计有质心捕获、自动调平和旋转等功能,为舱段对接与分解提供基础支撑平台、航天器空间姿态调整和相关数据支持。文章阐述了航天器装配定位机构原理,并对其主要功能的实现方法进行了设计。     

国外空间大型网状天线在轨展开故障与对策

空间大型网状天线在轨可靠展开是确保航天任务取得成功的关键。对国外自1974—2011年间发射的部分科学、商业和军用航天器携带的大型网状天线在轨展开故障情况进行了统计,介绍了各天线展开故障的机理,并对天线展开故障应急处理方法和设计改进措施进行了总结。根据空间大型天线展开的特点,提出了加强天线抗冲击能力、充分开展天线机构实验验证和展开故障应急处理预案研究等建议。     

空间遥感相机柔性装星结构设计与仿真分析

文章介绍了一种空间遥感相机自由度释放装置,该装置利用柔性铰链技术实现单方向的自由度释放,同时结合固定脚的设置和不同方向柔性铰链的设置,实现多维自由度卸载的同时保证结构整体的刚度。结合某型号空间遥感相机对该装置进行了力学振动试验和热真空、热循环试验,验证了该装置的可行性。     

用于谐波减速器性能试验的空间真空高低温环境模拟试验装置

谐波减速器作为重要的空间活动部件,其综合性能直接影响整个传动系统的运行状态。为掌握谐波减速器在空间环境下的服役性能,研制出一种谐波减速器空间环境模拟试验装置,主要用于空间真空高低温环境下谐波减速器的综合性能试验。通过将谐波减速器测试台架整体置于真空高低温试验舱内,避免使用磁流体密封轴,缩短传动链,从而降低试验装置累积误差。同时研制一套谐波减速器测试台架温度保护和监控系统,使测试台架能承受的空间环境温度范围达到-70～150 ℃。测试试验结果表明,该试验装置满足设计要求,可为空间传动机构传动性能评估、工作寿命及可靠性试验以及装置研制提供条件保障。     

“嫦娥三号”巡视器热试验月面姿态模拟装置研制

月面巡视器在月表移动的过程中,月面起伏和月球(1/6)g重力会对巡视器的热控系统产生不利影响,因此需要在地面试验时对巡视器的热控系统的功能进行验证。文章通过对运动机构在真空低温环境下的适应性研究,研制了一套可以满足"嫦娥三号"巡视器真空热试验中使用的月表姿态模拟装置,该模拟装置通过2套螺旋升降机构实现了巡视器的俯仰和滚动模拟,并经过初样、正样热试验的2次大型试验的使用验证,圆满完成了试验任务,也为以后热试验中运动工装的设计奠定了基础。     

从汉译英的赘冗和疏漏问题看汉英语法特征之差异——汉语语法的柔性之于英语语法的刚性

本文从汉译英的翻译实践出发，从英语译文的错误以及汉英译文对比中，去发现并分析汉语和英语语法特征的差异。论述了英语语法的刚性、显性和汉语语法的柔性、隐性，并从语言对思维的影响的角度，探讨了汉语语言文化的深邃独特和英语语言的缜密精确。     

Antenna for precise orbit determination

The ESA SWARM mission will consist of three satellites that will measure the Earth magnetic field. The system calls for metre accuracy knowledge of the measurement locations. To achieve this a GPS receiver is used. At least four GPS signals are tracked to determine the code and carrier ranges, from which the position can be derived. The accuracy improves when using more GPS satellites and by averaging over many measurements. The latter is achieved in ground processing with a model-based orbit prediction, resulting in cm accuracy. The main error contributions in the processing are often measurement errors due to satellite multi-path effects. The multipath effects are characterized by measuring the antenna on a 1.5 m mock-up, representing the 9 m long satellite. In order to verify that the mock-up is representative, extensive electromagnetic simulations were made. The simulations included the antenna and the complete satellite and were then reduced to the antenna and a section of the satellite. The actual design of the antenna was performed with several levels of software. First, a fast bodies-of-revolution simulation found a geometry with the right coverage. Then, a finite element method simulation allowed us to match the antenna at two frequencies simultaneously.     

浅谈档案室的管理

如何加强档案规范化管理,充分发挥档案在实际工作中的作用,本文从档案的收集、整理、保管、利用和人员的素质五个方面来进行阐述。从而提高人们对档案室管理工作的认识,以确保档案室管理工作的进一步提高。     

一种多标校源的高轨伴星时差频差定位算法

针对高轨伴星时差频差无源定位系统中卫星位置、速度、时差和频差等参数的测量系统误差严重影响定位精度的问题,提出了一种基于四个或四个以上已知位置的地面标校源的高斯-牛顿定位算法。该算法首先利用差分法消除星间时差、频差测量的系统误差,再利用标校源的时差频差测量方程组估计出主星和伴星的相对位置和相对速度误差,最后结合时差、频差、地球球面以确定非合作辐射源位置。理论和数字仿真均表明在时差和频差测量的随机误差较小时,本文算法的均方根误差（MSE）接近克拉美-罗下限(CRLB)。
     

HMX含量对HTPB复合固体推进剂微波衰减的影响

研究了HMX含量对HTPB复合固体推进剂微波衰减的影响。实验结果表明:含HMX的HTPB复合固体推进剂的微波衰减随HMX含量的增加而增加,HMX含量由5%增加到50%时,HTPB复合固体推进剂的微波衰减增加了约1倍。     

Numerical Simulation of Impact Loading on Solid Propellant Within an Orthotropic Shell

The strain–stress state of the solid propellant rocket engines (SPREs) is simulated under impact. The effect of orientation of elastic and strength properties of orthotropic organoplastic shell material on the strain–stress state of the solid propellant is investigated. Normal and oblique impact of single steel cylinder projectiles, both simultaneous and at different times of multiple, converging steel spheric particles with SPRE are investigated in this study. The investigation is conducted numerically. The numerical modeling was carried out in a three-dimensional formulation by the method of finite elements for the continuous approach of the mechanics of a deformable solid. The destruction of the anisotropic material is described by the tensor-polynomial criterion of the fourth degree, which takes into account the influence of hydrostatic pressure.     

高超声速跳跃-滑翔弹道方案设计及优化

针时常规弹道导弹突防能力差、成本高的缺点,提出了一种高超声速跣跃-滑翔弹道方案.以某弹道导弹为例,通过采用高升阻比外形和末级发动机多次点火技术,将其再入弹道设计成大气层边缘的跳跃-滑翔弹道,并以航程为目标对弹道进行了优化.结果表明,跳跃-滑翔弹道能大幅增加导弹航程,同时还具有较强的突防能力,而且当跳跃幅度较大时,还可减轻气动加热;优化后导弹的航程进一步增加,跳跃幅度减小,热流峰值减小,加热时间和总气动加热量增加.     

测控技术标准体系浅析

在新版《军用标准体系表》中,测控技术标准作为24项共用技术之一被单独列项,为测控技术标准体系建设提供了良好机遇。在扼要介绍新版《测控技术标准体系》的基础上,对新版《测控技术标准体系》的构建思路、技术特点进行了简要分析。     

涨落、协同、竞争及启示

运动的破缺产生差异，导致涨落，造成对系统原有方向、轨道的偏离，致使事物发展与进化，由此带来一系列富有生机和活力的启示。作为系统内在机制的协同与竞争，也深深地楔人了我们的生活。     

碳化硅纤维增强铝复合材料疲劳性能及疲劳破坏机理研究

介绍了SiC/Al复合材料单向板和正交板试样的拉—拉疲劳特性和疲劳破坏机理研究结果。研究结果表明,SiC/Al板试样拉—拉循环5×10~4次后,其剩余静拉伸强度系数超过0.87,随着循环应力水平的提高,材料的剩余静拉伸强度几乎没有变化,但声发射信号的起始峰值向应变增大方向移动;疲劳将导致复合材料表面产生温升,通过测量材料表面温度的变化,可以提前预告SiC/Al复合材料的疲劳破坏。