摘要：选用XB1-60-150型谐波减速器,采用多因素正交设计法开展了谐波减速器热真空循环试验,选择传动效率作为传动性能的评价指标,考察环境温度、负载、润滑方式和工作时间等因素对谐波减速器传动性能的影响敏感性;研究额定载荷条件下固体润滑和脂润滑谐波减速器在宽温度范围内的传动性能,探讨传动效率与环境温度、工作时间的关系;在波发生器运行总次数1.5×105r后,利用光学显微镜观察了试验后谐波减速器柔轮工作面状态。结果表明,温度是影响空间润滑谐波减速器传动性能的重要因素,润滑和负载影响次之,时间最小;在–40～60℃温度范围内,脂润滑谐波减速器表现出较高的传动效率,固体润滑谐波减速器则表现出较稳定的传动性能;试验后两种润滑状态谐波减速器在柔轮齿面和内壁处均呈现明显的滑动磨痕现象。

摘要：嫦娥五号轨道器实现了中国首次月球轨道的多次分离任务.月球探测器重量限制苛刻,月球轨道空间环境复杂,连接分离任务可靠性、安全性要求高,分离系统的设计与验证难度大.本文介绍了轨道器分离系统的功能与组成、各分离面的配置、关键单机方案、分离动力学仿真分析、超高真空分离面防冷焊设计、分离系统地面验证试验.在分离系统方案中,针对重量限制苛刻难题,提出了采用大承载、轻小型的点式连接分离的方案;针对分离可靠性高的难题,发明了一种枢轴式双作动火工连接解锁机构,实现了解锁分离环节的全链路冗余;针对分离安全性高的难题,识别出分离体质心横移、弹簧分离装置输出力的偏差、弹簧分离装置刚度变化、解锁不同步性等影响要素,并采取相应的设计措施;针对大温差、微重力空间环境下分离系统验证难,提出了基于热-结构-流体多场耦合特征的分离仿真分析方法,并提出了气液电联动控制的液压重力平衡方法和大型航天器分区联动温控方法,研制了相应的分离试验系统,进行了地面试验.经飞行试验验证,嫦娥五号轨道器各分离面在轨正常解锁分离,分离姿态平稳,表明轨道器分离系统设计正确,可靠性高,地面仿真和试验验证方法有效,验证充分,满足任务要求.

摘要：为了考察柔性多体特征对航天器分离姿态的影响,提出同时考虑太阳翼和分离舱的柔性,采用分离动力学及刚柔耦合动力学分析方法,建立航天器柔性多体动力学模型,通过航天器柔性多体分离动力学分析,解决了太阳翼和分离舱柔性特征对航天器分离姿态的影响问题,利用优化分析方法对航天器分离多参数影响进行了优化分析,得出了航天器分离姿态的极限情况,分析结果为弹簧分离机构的优化设计和分离安全性设计提供了理论参考,同时对空间站、载人航天、探月工程等国家重大项目的开展奠定了基础。

摘要：考虑空间微重力环境下贮箱燃料的晃动行为,采用耦合的欧拉-拉格朗日(coupled Eulerian-Lagrangian,CEL)方法,建立了航天器和液体燃料的分离动力学模型,通过航天器分离动力学及流固耦合动力学分析,解决了贮箱燃料液体晃动对航天器分离姿态的影响问题,给出了液体晃动对航天器产生的干扰力和力矩,对比了考虑液体晃动和假设贮箱液体为刚体得到航天器分离姿态的差异,不同液面高度对航天器分离姿态、干扰力和力矩的影响情况,分析结果为弹簧分离机构的优化设计和分离安全性设计提供参考,同时提高了航天器在轨姿态控制设计的可靠性。

摘要：建立太阳电池翼地面模态试验修正后的较为精确的动力学模型,以此作为太阳电池翼的柔性特征提出基于混合坐标法的太阳电池翼在轨载荷分析方法,计算了航天器在轨机动、舱段分离、交会对接等典型工况下太阳电池翼的载荷变化情况,分析了不同工况下载荷与太阳电池翼动力学性能的相互关系,提出太阳电池翼为应对不同飞行工况应处于何种转角状态的结构设计建议。最后依据最大载荷工况开展了相关试验验证,试验结果表明本文的研究方法有效合理,可推广应用于其它型号太阳电池翼的在轨载荷设计。

摘要：概述空间碎片的严峻形势和碎片减缓领域未来趋势,梳理国内外小卫星星座计划,介绍卫星离轨规范问题最新进展;提出空间增阻薄膜结构技术因成本低、技术成熟度高,对不同规格低轨道类航天器具有很好适用性,最易于推广应用于空间碎片减缓;对空间增阻薄膜结构技术国内外发展现状进行梳理,并提出空间增阻薄膜结构主要关键技术,对增阻薄膜结构构型设计技术、长寿命材料技术、折叠展开技术和低成本设计技术等进行分析。分析表明,未来星座计划迅速发展将进一步加剧空间碎片严峻形势;现有的碎片减缓规则不能满足要求,新的规则将很快推出,对增阻离轨薄膜结构技术提出了迫切需求;目前空间增阻薄膜结构的主要关键技术都取得了突破,并已完成搭载验证,具备用于卫星离轨的条件。

摘要：根据太阳电池翼的结构固有频率和模态阻尼参数,设计基于零位移算法的输入整形器,用于抑制太阳电池翼调姿后的残余振动。分别用太阳电池翼有限元模型的动力响应仿真和缩比模型试验测试,验证整形后的转角输入函数驱动太阳电池翼调姿能抑制残余振动,且具有较强的鲁棒性。

摘要：杆系结构作为航天器的支承结构,已经被广泛地应用于各类天线展开机构中。杆系结构的构型设计对航天器整体构架性能是至关重要的。从能量的观点,采用满应力设计方法,对空间多自由度杆系结构进行了布局优化研究,通过对不同构型优化结果的分析比较,提出了空间杆系结构布局优化原则,对高效率杆系方案的选取和设计具有指导意义。

摘要：空间桁架式展开机构是一个复杂的多连杆变胞机构,工作周期内具有多拓扑结构和多自由度等变化特征。笔者提出了基于变胞原理的机构拓扑特性分析方法。分析了机构展开过程的构态变化,建立了拓扑图及相对应的邻接矩阵,描述工作周期内机构的演变规律,有利于全面地理解变胞机构组成和拓扑关系。进一步推导了桁架机构的静态和动态距离矩阵以及刚度矩阵,分析了结构的空间紧凑性、动态灵敏度和整体刚度,有助于概念设计阶段从系统设计的角度进行机构的性能评价,由于把结构分析问题转化为矩阵的运算,有利于在计算机上进行型分析。

摘要：针对传统机器人参数标定方法,通常依赖昂贵设备,技术实现成本高的问题,提出一种新型低成本的基于激光位移测量的机器人标定系统,利用安装于机械臂末端的激光位移计进行与外部参照物立方体的相对位置测量,并设计实现了六自由度机械臂的运动学参数标定方法。基于单维度位移测量值,采用平面度约束与平面角度约束共同构建误差函数,并利用非线性优化方法求得最终的标定结果。在实验系统上进行标定方法的验证,并与利用激光追踪仪标定的实验结果进行对比。实验数据表明:所提方法在操作简便、成本低廉的同时,能够获得与使用昂贵的外部测量仪器近似的标定效果。