谈谈高低温工作试验中的保温时间

文章介绍和分析了温度试验中的试验箱温度稳定和试件温度稳定的定义,民用标准和军用标准有关试件温度稳定的定义及其区别,温度稳定时间的确定方法,特别是确定试件温度稳定的三种方法及其优缺点和应用情况;介绍了保温时间的概念及其在高低温工作试验中的组成,分析了各组成部分的含义以及GJB 150和MIL-STD-810两个系列标准中这一组成部分的变化情况;最后提出了确定受试产品温度稳定时间一些建议。     

移动桥式三坐标测量机Z轴运动的动态误差

分别从理论上和实验上对移动桥式三坐标测量机Z轴运动的动态误差进行了分析,对Z轴进行了力的分析。用激光干涉仪对Z轴运动时的主要动态误差进行了测量,指出了此时影响动态误差的因素。提出了改进移动桥式三坐标测量机设计的措施,为移动桥式三坐标测量机实现高速测量状态下的高精度提供了依据。     

基于分段寻优的轨道异常检测方法

低轨巨型星座卫星的大量部署严重影响了低轨道卫星的运行安全, 及时发现其轨道异常意义重大. 以星链卫星星座为研究对象进行轨道异常检测,提出了一种基于轨道半长轴数据的改进轨道异常分析方法—分段寻优法. 该方法基于动态优化的思想, 通过对时间窗口内的半长轴数据进行随机分段, 根据每段数据的方差构造损失函数, 以总损失函数的数值大小为判别标准, 通过优化迭代方法得到使总损失函数最小的分段点分布, 得到的分段点即为检测出的异常点. 通过对大量不同数据的测试, 发现该方法对差分处理后的半长轴数据的异常检测效果最好. 利用2023年2月28日发射的星链卫星的TLE(Two-Line Element)数据和星历数据进行了实例验证, 结果证明该方法简单高效, 可以有效检测星座卫星的轨道异常.     

小卫星磁强计定姿半物理仿真试验方法探讨

针对磁强计定姿的小卫星滤波算法的特点，提出一种利用非磁性转台的半物理仿真试验方法，给出了具体实现的步骤及工程框图。这种方法具有简单、经济的优点。     

机载双轴旋转调制激光惯导系统误差特性及关键技术分析

在未来作战环境下,长航时远程作战飞机对全自主长航时高精度导航系统提出了迫切的需求,对提高作战能力起着重要作用.对比各种导航手段,其中双轴旋转调制激光惯导系统是目前唯一一种可行的全天候全自主高精度导航手段,从双轴旋转调制惯导系统的原理出发,对双轴旋转调制激光惯导系统机载应用的误差特性及关键技术进行深入分析,结果表明:对于1n mile/12h的导航精度,双轴旋转调制惯导系统较捷联惯导系统对陀螺漂移精度要求降低一个数量级,关键技术实现方案合理可行.     

一种复合型垂直轴风力机实验研究

提出了一种升阻复合型垂直轴风力机,并对该风力机进行了实验研究。首先通过改变叶片安装角,对不同风速下风力机的性能进行实验研究。其次对叶片进行正装和反装对比实验。实验结果表明,当叶片反装时,在同一风速下安装角为-6°时功率最大,此外对安装角为-6°时的多个风速进行实验研究,发现随着风速的增大,每个风速下的最大功率增大。     

快速精确调节稳频点的远共振线激光稳频方法

原子磁强计、激光冷却等技术需要将激光频率稳定在远离原子跃迁频率几兆赫兹的大失谐处,法拉第旋光光谱稳频方法能够实现远共振线的大失谐处的稳频,但是存在稳频点调节不便的问题。在法拉第旋光光谱稳频方法的基础上进行改进,提出了一种快速精确调节稳频点的远共振线激光稳频方法,能够在几十至几百兆赫兹范围内对稳频点频率进行快速精确的调节。基于该方法使失谐为-6.2 GHz的稳频点精确频移130 MHz,并实现频率漂移3.3 MHz/h,波动均方根值0.6 MHz/h的激光频率稳定度,满足原子磁强计对失谐及频率稳定性的要求。另外,分析了温度对该稳频方法的影响,推导了预估稳频点频率的物理参数,并将温度调节和声光调制器（AOM）调节相结合,以更好地实现在远共振线大失谐处对激光频率的长期稳定和精确控制。      

确定自旋航天器旋转轴的动平衡方法

本文研究自旋航天器的旋转轴的试验测定方法，给出自旋轴方向的表示方法及其与转动惯量，惯性积的关系，建立了利用动平衡试验的不平衡量确定自旋轴相对平衡旋转轴偏差的计算机公式，从而可以利用动平衡试验的测试结果确定自自旋轴的方向，文末的例中讨论了动平衡机的最小可达剩余不平衡量对试验结果的影响。     

轴压载荷下薄壁整体壁板强度设计

在最佳设计面积比的情况下,整体壁板的设计可以得到较高的结构承载能力,但是对于整体壁板,蒙皮与筋条分离面的确定给实际设计工作造成很大障碍。本文针对这一问题开展了相关的研究工作,对蒙皮厚度在2.5mm～3.5mm范围内的“T”形整体壁板,在截面面积相同的条件下给定分离面位置,以最大失稳载荷为设计目标,得到蒙皮与筋条的最佳设计面积比。以此面积比设计的厚蒙皮“T”形整体壁板其承受轴压载荷的能力最强。     

基于重力梯度被动稳定的空间站微重力伴飞实验舱方案

针对科学实验载荷极低量级微重力环境的需求,提出基于重力梯度被动稳定的空间站微重力伴飞实验舱方案。伴飞实验舱相对空间站独立飞行,以隔离空间站上复杂多变的干扰源。实验舱采用无振动微加速度的姿轨控方法实现了伴飞期间的极低量级微重力水平——以重力梯度被动稳定+主动磁控的方式实施姿控;通过调整偏航角改变迎风面积实施轨道高度与位置控制,保证伴飞安全性。同时,实验舱通过配置制导执行机构、安装位姿敏感器和机械臂目标适配器,能充分利用空间站的在轨资源。仿真分析表明实验舱能保证长期持续地为载荷提供优于4.9×10^-7g₀的极低量级微重力环境。