摘要：本文设计了一种可同时模拟真空热环境和CMG与航天器角动量交换工况的试验设备,提出了模拟在轨真空环境下温度、CMG框架转速、航天器转速3种应力的工作态试验方法,给出了适用于神经网络的CMG运行状态定量表达方法,利用少量试验数据和神经网络方法对工作极限转速矩阵、失效边界、失效边界域进行预测,分析了经验样本对预测结果的影响,以及各应力对其他应力工作域的耦合影响,并给出了预测结果的可信度分析方法。研究结果表明,所提出的方法可以更真实模拟CMG在轨工作状态的同时显著节省试验经费和时间,并具有较高的预测准确性和多应力工作场景适应性,对Ⅰ和Ⅱ两类训练数据集分别获得100%和98.8%的预测正确率,给出了仅凭试验数据无法得到的55℃下的转速失效边界,并且可以内化试验数据背后的工程经验。

摘要：CCD的读出噪声等性能影响卫星X射线探测载荷的数据质量。空间应用的X射线CCD结构不同于普通CCD,其结构影响它的性能.以国外卫星广泛应用的E2V航天级CCD为例,分析了其X射线敏感CCD的内部结构,介绍了使用FPGA和驱动芯片满足时序和电平要求的驱动电路的方法,设计了一种可实现滤波功能、同时增益连续可调的CCD信号处理电路实现对CCD信号的放大和滤波,给出了利用Fe^(55)放射源配合驱动电路测试X射线CCD增益和读出噪声的方法,最终测得CCD和配套电路的增益为5.1 e^-/DN,读出噪声为37 e^-。

摘要：为了加强对航天器AIT未遂事件的管理及数据采集、分析,确保航天器AIT作业安全,结合北京卫星环境工程研究所安全管理工作实际,从加强航天器AIT未遂事件管理入手,利用EXCEL服务器,设计了未遂事件管理模式及管理流程,建立了未遂事件管理系统及数据库,实现了未遂事件的"上报-信息录入-数据分析-整改验证"流程的有效闭环;同时,基于研究所2014—2016年未遂事件统计数据,进行了多维度解析和定性分析,利用层次分析法对未遂事件的形成原因进行了定量分析,为加强安全管理、持续改进安全管理体系提供了方向。

摘要：并联微动工作台广泛用于高精度场合,制造误差、装配误差、以及工作过程中温度与重力的作用都会影响到终端定位精度,因此有必要对误差源进行研究。以一种3-PPTTRS微动工作台为例,利用矢量闭环,在微动工作台单支链标准模型的基础上建立基于杆长的误差模型和基于柔性铰链的误差模型。考虑到杆的制造误差、柔性铰链的制造误差、装配误差、驱动部件的运动误差和温度变化引起的杆长不准确,建立相应的矢量闭环方程。分别分析柔性转动副、柔性球副和柔性胡克铰的制造误差和装配误差对微动工作台终端定位精度的影响,详细分析切入半径的误差、切入圆圆心沿x方向的位移偏差、切入圆圆心沿y方向的位移偏差、沿z方向的偏转等柔性铰链制造误差以及垂直度、同轴度等柔性铰链装配误差对微动工作台终端位姿的影响。分析温度和重力对精度的影响。有限元仿真结果表明,温度对微动工作台的影响很大,而重力的影响基本上可以忽略不计。该方法对复杂并联微动机器人的精度设计提供了有效的途径。

摘要：针对大型高度-温度试验舱在低气压环境下试验空间内温度场均匀性下降的问题,通过对大型高度-温度试验舱分布式送风流场进行数值仿真及分析,研究了两种不同送风方式下低气压试验舱内的温度场变化规律。结果表明,试验舱内温度场均匀性随着环境压力的降低而下降;增加试验舱内壁辐射换热、提高流场风速,均可以提高试验舱内的温度均匀性;同样环境压力下,采用双侧送风方式比单侧送风方式的试验舱内温度场均匀性更好,但平均风速较高。在进行高度-温度试验舱设计时,需根据不同的试验需求选择不同的送风方式。

摘要：为推动航天器以物理试验为主导的模式向以物理试验与虚拟试验深度融合的模式转型,针对航天器试验过程中存在的周期长、成本高与其他制造环节海量数据共享困难等问题,提出基于数字孪生和多智能体的智能试验体系架构设计方法。该方法首先建立包含物理空间、数字空间和数学空间的智能试验任务分析范式,基于数字孪生和多智能体的智能试验体系功能建模框架;然后针对智能试验全要素、全过程、全业务的应用背景,设计试验资源、试验过程和试验服务3类智能体的结构模型,并对试验运行机制和技术流程进行优化。以某航天器系统级正样热试验为例搭建了智能试验管控平台,对该方法的可行性和有效性进行验证。结果表明,智能试验管控平台的应用,使得产品试验设计与实施总周期缩短20%、产品试验与工装设计精度提高15%。

摘要：神舟七号飞船发射前,在地面对航天员出舱活动所穿的舱外航天服进行了模拟试验,即"人舱服"联合地面试验,以验证舱外航天服在真空环境下的工作状态。为防止试验过程中综合复压系统自动复压发生意外,本文设计了一套手动复压装置,通过对复压速率的计算,选定了合适的复压阀作为手动复压装置。经试验证,手动复压装置满足在紧急状态下对轨道舱和水平舱进行紧急复压速率的要求,实现对航天员的救生。

摘要：太阳模拟器能够较准确地模拟太阳辐照的准直性、均匀性和光谱特性,具有较高的空间外热流模拟精度。其主要用于航天器的热平衡试验、热涂层特性试验和材料老化试验,可以有效地检验卫星的光辐照性能,验证航天器的热设计。针对大中型太阳模拟器特性,设计一种积分器组件,可承受高温负荷,保证大中型太阳模拟器的均匀性及辐照度性能指标。介绍了太阳模拟器积分器组件原理,通过Lighttools、Flunet对积分器组件进行结构设计、热设计及仿真计算。设计结果表明,中型太阳模拟器辐照面可达到Ф2000mm,辐照度不均匀性可达到±4%。试验结构表明,系统辐照面可达到Ф2000mm,辐照度不均匀性可达到±3.75%,辐照度最高可达到1.39个太阳常数,能够满足大中型太阳模拟器使用。

摘要：航天器用应变片是某系列卫星上用于星箭解锁装置的重要力学测量元件。依据星箭解锁分离包带应变片粘贴工艺规范,总装检验人员需要在粘贴前对应变片进行检查和筛选。鉴于原有筛选测试方法的缺陷,对应变片筛选测试设备进行设计研制。经过对研制设备装调、校准、测试、比对的研究,以及对其进行各通道线路附加电阻、各通道电阻测量一致性两项测试,消除了应变片受压状态不确定因素及手持接线夹连接引线测试状态不稳定的问题,最终在测试可靠性、测试效率、对应变片的保护等方面均优于原有筛选测试方法。

摘要：介绍了基于Gifford-Mcmahon(G-M)制冷机的大尺寸冷屏的设计方法。该低温冷屏配合真空环境模拟室共同使用,为遥感卫星的星载遥感器等部件的红外定标试验提供20K的低温冷背景。该冷屏采用5台G-M制冷机进行制冷,外形尺寸达到1m×1m,是目前国内同类型冷屏中尺寸最大的。详细介绍了冷屏在容器内的安装布置、冷缩时的补偿等结构设计方法、冷屏的表面温度分布以及降温时间等计算分析。成功解决了大尺寸冷屏在低温环境下的冷缩补偿难题,试验结果表明:冷屏主要测点温度为15K,温度均匀性误差为±1K,达到并超过设计要求。