结构局部刚度变化对小卫星动特性影响

首先针对模块式小卫星动特性进行灵敏度理论分析，分析目标是寻找提高结构动特性的局部位置和参数。然后基于有限元法分析改变局部刚度对结构动特性的影响。小卫星结构动特性分析计算的主要问题是建立计算成本可控的有限元模型，本文详细讨论了小卫星有限元模型建模方法和简化途径，并通过7个算例考察改变模块底板局部刚度、改变适配器支撑刚度、模块问设置弹簧模拟阻尼器等对小卫星结构动特性的影响。灵敏度分析和计算表明，影响动特性的主要因素是模块盒底板刚度和星箭适配器的支撑刚度；增加模块局部刚度以及适配器支撑刚度可以屏蔽星体摆动和包带联结部位的某些频率，同时可以减缓部分中间模块的振幅；在部分模块间设置弹簧可以模拟阻尼器或减振器的效果。另一方面，降低适配器刚度可以增加隔振作用。因而优化模块刚度分布和支撑刚度分布是改进动力学性能的有效途径。本文分析为模块式小卫星动力学修改以及多功能结构设计和主动振动设计提供依据。     

制造公差是影响螺旋弹簧刚度和弹力的主要因素

分析了弹簧的几何尺寸制造公差对其刚度和弹力的影响。     

弹簧管式压力表的示值误差及调整方法

对弹簧管式压力表在使用中产生的各种示值误差进行了分析,阐述了消除弹簧管式压力表示值误差的调整方法。     

春节与圣诞节中的中西方文化习俗

了解不同的文化习俗有助于提高跨文化交流的效率。本文从中西方文化比较的角度,较详细地论述了中国春节和西方圣诞节的沿革和现代特征,节日庆贺、纪念与禁忌方面的习俗等。     

用于导弹发射装置的平衡机

简述了导弹发射装置中弹簧式和扭杆式两种平衡机的特点及制造工艺。介绍了单发、多联装、箱式和舰用型等不同导弹发射装置中平衡机的结构布局,以及各自的特点,给出了平衡机设计的一般原则。     

高超声速飞行器的动态热密封技术研究进展

高马赫数飞行带来的气动热一直是制约飞行器向更大速域和空域发展的最大因素,特别是针对飞行器发动机尾喷管和机体之间、飞行器尾翼控制舵等有较大动态间隙部位,对其进行动态热密封的技术难度也远高于一般的机身表面防热;因此,动态热密封技术成为各国在新型高超声速空天飞行器发展中需要突破的重要瓶颈。本文以X-38等飞行器为例,对国外动态热密封技术进行了简要介绍,并对其主要技术类型和关键性能测试方法进行综述,最后对动态热密封技术的发展进行了总结和展望。     

微机化弹条测量仪的研制

该仪器综合运用机、光、电等技术 ,在微机系统控制下 ,可在弹条一次安装下自动测量弹条的 9项几何参数 ,测量不确定度远小于被测几何参数公差的 1/ 10 ,测量一件弹条只需 4 0余秒。文中简述了仪器的结构。     

高温基线密封研究进展

介绍了高温基线密封的使用需求、结构和材料选择、设计、模拟分析以及试验装置的发展;并结合具体的使用背景,以Shuttle orbiters和X-38上使用的控制面基线密封件为例,介绍了NASA在研制高温基线密封金属弹簧管的过程中,高温金属弹簧管的材料选择、结构设计和性能测试.     

中碳弹簧钢60钢的亚温淬火

采用亚温淬火工艺是防止中碳弹簧钢产生淬火裂纹最简便、最经济、最有效的方法。在生产中,亚温淬火工艺具有较大的应用潜力。     

航空发动机试车台架推力测量误差

分析了航空发动机试车台推力测量系统的误差来源，并给出系统误差的计算方法。