锚固站数量及布局对导航星座自主定轨影响分析

针对导航星座自主定轨中的星座整体旋转问题,采用增设少量地面锚固站的方法可有效解决该问题。通过推导星地距离对卫星轨道升交点赤经的偏导数,证明了星地距离对卫星轨道升交点赤经可观。仅考虑在我国大陆范围内布设锚固站的条件下,仿真分析了锚固站数量以及布局对导航星座自主定轨精度的影响。仿真实验结果表明:采用3个以上的锚固站,即可有效控制星座整体旋转,在14d的仿真时段内卫星自主定轨精度保持4m以内;锚固站数量越多,自主定轨精度越高,但随着锚固站数量的增加,自主定轨精度改善程度越来越小;在保持4个锚固站的情形下,采用不同的锚固站布局方案,自主定轨精度并无明显差别。     

双轴旋转法

提出的旋转轴与旋转量确定法，可使《ＪＪＧ１１７─９１平板检定规程》规定的双轴旋转法做到有章可循；比《ＧＢ１１３３７─８９平面度误差检测》采用的旋转变换法更为简捷、实用，有助于规程与标准的贯彻执行。     

动基座重力梯度仪技术及其应用

本文首先阐明了动基座重力梯度测量的重要意义，在分析了当前国内外动基座重力梯度仪研究现状的基础上，重点阐述了旋转加速度计重力梯度仪的测量机理，探讨了其中的一些关键技术和解决设想，同时就其自身特点提出了可能的应用领域。     

高精度航天轴承刚度测量装置

介绍一种高精度航天轴承刚度测量装置,内容包含轴承刚度测量的原理、刚度测量装置的设计、应用效果等三部分.航天器中的精密旋转部件,尤其是某些高速旋转部件例如陀螺仪转子和角动量飞轮以及某些光学部件例如红外地平仪都采用了精密角接触滚珠轴承作为旋转支承.为了使这类旋转支承获得高旋转精度、长寿命和高可靠的特质,就必须对轴承加一个精确的预载力.本文介绍的轴承刚度测量装置就是为此而研制的.该装置已在航天器旋转部件的研制中发挥了重要作用.装置允许加力范围0-100kg,测力精度1 N;变形测量范围100μm,测量精度0.1μm.     

MИГ—23飞机尾旋试飞体会

ＭИГ－２３飞机是一种变后掠翼战斗机，它的尾旋动态及改出的尾旋的方法很复杂，根据在该机上进行的四次尾旋飞行试验，叙述其尾旋进入的方法，尾旋中的动态和改出尾旋的方法，并举出三个典型的尾旋模态实例，详细记述整个尾旋过程和进行分析，说明ＭИГ－２３飞机尾旋动态的复杂性及其表现出的特点，最后，提出了几点在判断和改进ＭИГ－２３飞机的尾旋时应注意的事项。     

对地观测旋转扫描辐射计量上定标系统设计

文中介绍一种对地观测旋转扫描辐射计量上定标系统的设计。该星上定标系统由漫射板，定标灯，黑体，定标均衡装置，漫射板稳定性监测器和太阳入射角监测器等几部分组成。文中描述了该定标系统各部分的作用和功能，并针对提高星上定标精度提了几点建议。     

旋转对称薄壁压力容器的应力分析法

本文目的在于给出具有旋转对称的薄壁压力容器的应力计算公式和分析方法.文中汇集整理了薄壁压力容器薄膜理论和弯曲理论计算应力和变形的公式,以及压力容器经常用到的螺纹和法兰连接计算的公式.最后举例说明如何分析一给定压力容器的应力,给出了一固体火箭发动机壳体的应力分布曲线,并进行了讨论,顺带给出了求浅壳节点的应力公式.     

多容腔耦合的瞬态响应实验研究

为了研究多容腔耦合的瞬态响应特性,结合航空发动机空气系统结构特点,搭建了包含容腔、管道、孔等多个元件组成的系统级实验台,并开展了实验研究。同时,引入滞后时间、响应时间和响应时间系数三个评价参数,用于定量分析系统响应过程的快慢和强弱。实验分析了多容腔耦合响应过程的主要影响因素,获得了不同位置气流压力的时间响应曲线以及响应时间。实验结果显示:容积效应对腔压的变化具有明显的延缓作用,并且每个测点的延迟时间不一致,越远离扰动源滞后时间越长;响应时间与扰动压力及转盘转速相关,扰动压力越高压力响应时间越长,旋转流动对气流参数的变化具有延缓作用,在实验工况下转速提高一倍,旋转盘响应时间增加约0.5s,增幅大于10%。     

WCNS格式在梯形翼高升力构型模拟中的应用研究

采用5阶精度的有限差分格式WCNS-E-5,对梯形翼高升力构型进行了数值模拟。研究了网格收敛性,WCNS格式对网格的依赖性更小。得到了与实验结果相一致的气动特性和压力分布。通过与一些著名CFD软件的计算结果比较表明,相比二阶格式,WCNS格式模拟高升力构型有明显优势,特别在失速迎角附近对流动结构的刻画更准确。同时,验证了程序对复杂外形的模拟能力和鲁棒性。