NASA-HDBK-7005《动力学环境准则》分析

文章从标准化的角度讨论了动力学环境试验技术,分析了以MIL-STD-810为代表的各类产品通用的环境标准和以NASA-HDBK-7005为代表的航天系统动力学环境标准所形成的两个环境标准体系的特点,讨论了NASA-HDBK-7005的标准内容,提出了我国航天动力学环境标准化工作的建议和意见。     

月面环境下谐波减速器固液复合润滑寿命试验研究

本文对谐波减速器的失效机理和寿命影响因素进行了专门的研究分析。通过改进谐波减速器的润滑方式,开展了固液复合润滑特性分析和月面环境适应性分析,并对固液复合润滑谐波减速器进行了寿命试验验证。该固液复合润滑谐波减速器通过了在轨月面考核验证,为确定月面巡视器各活动机构谐波减速器的润滑技术状态提供了理论和试验依据,也为后续其他航天器的润滑技术状态提供了一条新的设计思路。     

航天器热平衡试验中的热流测量技术

文章介绍了在航天器热平衡试验中到达航天器表面或被其吸收的红外辐射热流密度的测量技术。     

大跨悬挑屋盖风压分布风洞试验分析

通过大跨悬挑曲面屋盖刚性模型风洞试验,分析各风向角风压系数均值等值线图及跨中区域时体型系数以确定最不利风向角,研究跨中迎风边缘及顺风测点功率谱及相干特性,最后针对跨中不同位置测点风压概率分布密度特性探讨峰值因子合理取值。     

多控制面机翼阵风减缓主动控制与风洞试验验证

针对某大展弦比多控制面弹性机翼风洞模型,分别从频域和时域进行阵风响应分析和阵风响应减缓控制律设计.采用经典控制理论设计控制律,通过操纵位于0.6和0.8翼展处的内外侧控制面减小由正弦阵风引起的翼尖加速度(WTA).低频段的阵风减缓的数值分析与风洞试验结果均表明:多控制面的阵风减缓效果优于单控制面.当来流速度为14 m/s时,针对频率为2～5 Hz的阵风,采用多控制面得到的WTA减小10%～24%;当来流速度在8～16 m/s时,针对频率为2 Hz的正弦阵风,闭环状态下的翼尖加速度减小10%～40%;结构有限元模型与真实模型存在工程允许的误差导致理论与试验结果存在一定的误差.本文的工作对工程实际中采用阵风减缓技术具有参考价值.     

微推力与冲击力关系的实验研究

微型推进器固定在测试台架上进行微推力的直接测量,常会受到推进器工质导管等引线的干扰而造成较大的测量误差,甚至无法测量。为此提出用推进器喷嘴对准测力探头喷射,通过测量冲击力来间接获得微推力的思路,研究了微型冷气推进器产生的冲击力与微推力之间的关系。发现采用冲击力测量时,只要测力探头面积足够大,冲击力随着喷嘴与测力探头之间距离变化的曲线会出现一个高平台区,在此区域内所测得的冲击力大小变化不大,而且与真正微推力的大小几乎相等。     

冲压发动机用轴对称进气道设计和试验

完成了一种Ma=2.5～4.0冲压发动机用超声速轴对称混合式进气道模型的设计,通过数值模拟和风洞试验,获得了马赫数Ma=2.5,3.0,3.5,4.0,攻角α=0°,3°,6°,8°条件下的超声速轴对称混合式进气道性能。试验结果表明,随着马赫数的增加,总压恢复系数大幅度下降,亚临界稳定范围变窄,流量系数逐渐增加;随着攻角的增大,总压恢复系数和流量系数总体都呈降低趋势,在Ma≥3.0,α=6°时,进气道性能的下降小于5%,亚临界稳定范围变窄。     

航天火工机构可靠性的强化试验验证方法

针对性能参数服从正态分布的一类航天火工机构,参照“应力-强度”模型,提出了一 种强化试验的小子样可靠性验证方法。试验中将火工机构性能参数置于相对额定条件更为严 酷的条件下,用传统的成败型试验方法评估其可靠性,然后结合火工机构的力学特性推导出 它在额定条件下的可靠性。公式的计算验证表明：利用本方法,在0.95的置信度下,只需要 少于10次的试验就能够评定0.9999～0.99999的可靠性。最后,文章对强化试验的设计方法 进行了说明。
     

红外地球敏感器地面静电放电模拟试验方法研究

 设计了红外地球敏感器的地面模拟卫星静电放电试验方法。对卫星的空间环境以及结构特点的分析结果表明,地球同步静止轨道卫星表面存在静电放电的可能性。通过静电放电试验找到了红外地球敏感器易受干扰的部位并提出了解决措施。     

一种基于UML活动图模型的系统测试方法

UML活动图是基于UML开发的软件设计模型的重要组成部分,它描述了软件系统的动态行为,是软件系统测试过程中的一个重要的信息来源.提出了一个基于UML活动图的场景测试方法,给出了生成基本流和备选流的原则,对传统场景法进行了改进,避免了测试场景集数量爆炸.最后重点结合一个实例对该方法进行了论述.