多光谱定标设备光学系统装校

简单介绍多光谱扫描仪辐射定标设备光学系统装校过程。内容分三部分叙述,即:可见光系统装校,红外系统装校,太阳定标系统装校。     

空间飞行器总装设计

论述了空间飞行器总装设计的作用、实施程序和应遵循的原则。强调了应充分重视采用CAD技术进行模装以代替实物模装。通过模装、安装设计在满足各分系统要求的前提下,还要对各分系统提出设计要求,以求互相协调,共同满足。为了进行总装测试,必须设计和制造足够的地面支撑设备。为保证总装质量,满足整星的性能指标要求,必须充分注意控制总装技术状态和做好各种检测。     

滤光片装调误差对成像品质的影响

采用离散滤光片分光技术设计了面阵全色/多光谱相机,针对相机高分辨率、高成像品质的要求,从理论上研究了滤光片装调误差对系统成像品质的影响,推导出滤光片仅存在俯仰或倾斜装调误差,以及两种误差同时存在时由于滤光片装调误差所引起的光学系统焦距的变化和成像位置在探测器像面上的移动量,仿真分析了两种误差独立存在和同时存在时对系统调制传递函数(MTF)的影响大小,以及不同入射角度下滤光片装调误差对成像品质的影响,为滤光片结构设计和装调提供了参考,飞行试验结果验证了理论分析的正确性。     

脊波导接头的模匹配分析

文章给出了严密的脊波导本征函数的表达式,并运用驻波法推导了完整的脊波导的特征方程;采用模匹配法分析了矩形-脊波导不连续性的广义S矩阵,数值仿真与HFSS仿真结果一致。     

运载火箭纵缝焊接系统定位压紧机构的研制

根据新一代运载火箭纵缝焊接系统的技术要求,研制了一套专用定位压紧机构。针对其定位精度和加工要求,采用工件在定位模胎上固定,由琴键压紧机构压紧的方案,并应用ANSYS对其关键零部件进行了有限元分析,从而为运载火箭纵缝焊接系统的研制成功奠定了基础。     

KM6太阳模拟器拼接式准直镜的装校技术

KM6太阳模拟器准直镜是由121块正六边形的球面单元镜拼接而成,拼接后有效口径为6636mm、曲率半径为24800mm。文章分析了3种经典的球面反射镜光学装校的原理,并根据KM6太阳模拟器光学系统的结构参数,确定用平行激光束聚焦的原理装校准直镜。以该原理为基础设计了360°旋转式装校装置,结构简单易行,很好地实现了准直镜的光学装校。文章还分析了装校过程中测量仪器误差、操作人员判读误差对准直镜装校精度的影响。     

六自由度并联机构位姿调整灵敏度分析

文章针对六自由度(6DOF)并联位姿调整机构,构建一种基于杆–台夹角的误差传递新模型,建立了位姿调整与杆长驱动控制间的对应关系,并基于对误差模型中传递矩阵的奇异值分解,提出位姿–杆长灵敏度分析方法。最终通过仿真验证了该方法的有效性。与传统方法相比,文章提出的方法运算更为简单,可快速得到机构的灵敏度特性,从而为六自由度并联机构构型设计及其杆长控制精度要求分析提供理论依据。     

“高分四号”卫星相机镜头像质检验技术

大口径相机由于比刚度低等原因,结构重力变形较大。重力造成的波前误差不可忽略,装调测试必须要重点关注,采用特定的方法测试、验证镜头的零重力波前误差,以保障在轨飞行重力释放时相机能够实现较好的成像品质。文章针对"高分四号"卫星相机镜头的重力变形情况进行了分析,主要包括镜头敏感元件的公差分析、次镜及前镜筒组件的结构力学仿真分析。通过分析确定镜头重力变形的敏感位置以及重力变形的量级,在装调测试过程中使用光轴水平旋转测试以及光轴垂直测试对镜头的零重力像质进行检验,两种状态的测试结果相互印证,与仿真结果吻合。     

半模机翼振动对气动性能影响的风洞试验研究

为了验证翼型振动测压试验结果和有关振动数值模拟文献的计算结果,设计完成了对称翼型NA-CA0012和层流翼型NACA64-210两种半模机翼的低速风洞振动试验。通过专门研制的半模振动模型,选取5种激振方式,用直接测力法得到了模型在静态和不同激振方式下升力特性变化曲线,分别研究了振动频率、雷诺数、自然转捩和固定转捩、数据采集方式等参数对机翼气动特性的影响。试验结果表明：半模机翼振动的气动特性与二元翼型和数值计算情况有所不同,其影响因不同翼型构型、不同采集方式和翼面不同流动模式等会产生不同效果。并对产生原因进行初步探讨。     

高超声速锥柱裙模型边界层转捩的弹道靶实验

为研究高超声速边界层转捩现象、给边界层计算提供可靠的对比数据,在中国空气动力研究与发展中心趟高速弹道靶上开展了锥柱裙模型高超声速边界层转捩的自由飞实验。所采用的锥柱裙模型全长105mm,飞行速度1．94km／s（Ma=5．65）,单位雷诺数4．32×10^7～1．20×10^8m-1。使用激光阴影成像技术,获得了锥柱裙模型边界层转捩和湍流边界层发展的图像,测得的湍流边界层厚度在0．6～2．2mm之间,湍流涡的流向尺寸与边界层厚度的比值介于0．3～0．8之间且沿流向呈下降趋势。实验结果表明：弹道靶实验能够获得给定飞行环境下的高超声速边界层转捩图像,从图像中可以清晰判断转捩位置或区域、测量边界层厚度和分析湍流涡的尺寸。