地面试验

摘要： 国内动态我国百千瓦级霍尔推力器性能达到国际先进水平1月,兰州空间技术物理研究所大功率霍尔电推进技术获得重大突破,在地面试验中,单通道霍尔推力器(HET-450)以Xe为工质最大功率到105kW,最大推力达到4.6N,以氪为工质最高比冲超过5100s,标志我国在大功率电推进技术领域内,百千瓦级霍尔推力器性能达到国际先进水平,并实现了单通道霍尔推力器比肩美国多通道X3霍尔推力器(最大功率102kW,最大推力5.4N)的技术水平。

摘要： 低地球轨道航天器表面聚合物材料受中性大气原子氧和太阳远紫外辐照的同时作用,表现出不同于单一因素分别作用的协合效应。文章在总结现有地面试验设备参数和不足的基础上,分析原子氧注量、远紫外曝辐照度随在轨时间变化的计算方法和输入数据特性,并以正立方体卫星为例计算得到典型轨道不同太阳活动环境下迎风面和非迎风面的原子氧注量和远紫外曝辐照度,以及远紫外曝辐照度/原子氧注量之比(注量比)随在轨时间的变化后,提出将该注量比参数作为有关地面试验条件制定的依据之一,以提高航天器外露材料原子氧-远紫外协合效应地面试验模拟的有效性。

摘要： 基于钻采过程中月壤颗粒的运动规律提出了一种钻具与月壤相互作用区域的等效方法,并由此从宏观角度建立了一种新型月壤钻进压力解析模型。通过70%密实度基础月壤地面钻采试验验证了该模型对低密实度月壤钻进压力的预测能力,得到了相关修正系数与钻进比之间的关系并分析了模型的可扩展性。该建模方法为复杂工况下钻具-土体相互作用建模提供了新的角度和思路,为月球及其他地外天体土壤钻采技术的研究提供了理论支持。

摘要： 针对弹体外表面平方米级区域的高峰值、短脉宽压力加载难题,依据一维可压缩流设计了高压腔、膜片腔、试验腔的气腔加载系统,附加了与试验件随形、扩展加压面积、均化压力分布的水腔,实现了平方米级区域1 MPa峰值、10 ms上升沿的脉冲压力加载要求,建立了弹性水腔的两自由度压力分析模型,获得了水腔系统的动特性参数,计算拟合曲线与试验曲线有良好的一致性。

摘要： 针对液氧/煤油火箭燃料贮箱采用的冷氦增压方案,搭建试验系统并进行地面模拟试验.探究不同增压方式,包括增压位置、扩散器形式和增压气体流量对增压排液过程的控压稳定性、贮箱气枕区温度分布、氦气消耗率、气液混合以及液体结冰状态的影响.结果表明:与气枕区增压相比,气体在液体区增压时换热充分,同等条件下气体消耗率降低33.1%,但控压稳定性较差;扩散器形式对气体消耗率和贮箱气枕区温度分布影响不大;小流量增压更加节约氦气,与40 L/s排液相比,10 L/s排液可以节约20%氦气;各工况中均未发现液体介质局部过冷结冰现象,且无气泡随液体进入排液管路.试验结果验证了煤油贮箱采用冷氦增压方案的可行性,并为箭上冷氦增压系统的结构设计和工况调节提供参考.

摘要： 吸气式电推进技术是将超低轨空间的环境气体工质收集、增压、电离以及加速产生推力的技术,是一项具有里程碑意义的航天器动力技术。兰州空间技术物理研究所开展了近10年吸气式电推进技术研究。主要介绍了兰州空间技术物理研究所吸气式电推进技术的最新进展,包括吸气式电推进系统方案和应用分析;基于理论分析和数值计算进行的气体收集增压技术研究和电推力器技术研究等。给出了利用研制的吸气式电推进系统原理样机开展地面试验得到的结果和后续研究计划。结果表明,兰州空间技术物理研究所提出的吸气式电推进系统方案能够满足250 km左右轨道高度上特定构型航天器的阻尼补偿需求。

摘要： 10cm口径离子推力器是我国针对超低轨道监测卫星研制的发散磁场型离子推力器。为了验证该推力器的工作参数是否满足在轨工作的指标要求,进行了性能测试、环境试验测试等一系列试验,试验结果表明:兰州空间技术物理研究所研制的10 cm口径离子推力器三个正交方向的基频分别为601 Hz、583 Hz和736 Hz,满足星载产品基频大于150 Hz的要求。经过1600g量级的冲击试验后,推力器无异常;经过力学试验以及25.5个循环的热真空试验后,推力器工作性能基本无变化;推力器各工况点的束流发散全角均在30°以内,推力偏斜角度不超过1°,20 mN工况点的二价离子占比为14.1%,基于推力电参数测量方法得到的推力值整体误差为0.95%。地面测试结果证明,国产10 cm口径发散磁场离子推力器的各项性能均满足超低轨道监测卫星的任务要求。

摘要： 为探讨通用自动测试系统在火箭发动机地面试验中的应用要点,本文立足常规测试技术存在的不足,分析了通用自动测试系统优势以及关键技术,并从通用自动测试系统的硬件、软件、通用性3个方面分析了通用自动测试系统在火箭发动机地面试验中的应用要点。而通用自动测试系统,融合了很多先进的、现代化技术,可对火箭发动机地面试验进行全过程自动化的测试,效果非常好,值得大范围推广和应用。

摘要： 针对传统被动悬架式火星车在火星复杂地形运动中可能存在的问题,设计了仿尺蠖型火星车,包括沉陷脱困设计、爬坡设计、防托底设计和抬轮设计;识别了仿尺蠖型火星车移动系统的关键参数,计算得到不同火星车抬升高度的关键参数值和一个尺蠖运动周期的位移值;计算结果表明仿尺蠖型火星车可以解决被动悬架式火星车的上述问题。对所设计的仿尺蠖型火星车开展了地面试验和飞行试验验证,地面试验验证了车轮沉陷脱困能力、越障能力和爬坡能力;作为仿尺蠖型火星车应用的实例,“祝融号”火星车成功经历了飞行试验,它在火星表面的顺利运行表明仿尺蠖型火星车设计措施有效。

摘要： 1962年,我国自行设计的第一颗近程导弹“东风”二号首飞失利,航天系统深刻反思,建立“两总”系统,加强了总体部建设,并提出了“一切通过总体,一切通过地面试验”的研制原则。“十三五”期间我国“长征”系列运载火箭进入在役型号高密度发射和研制型号高强度研制的新时期。在践行“两个一切”保成功的道路上,运载火箭在役型号和研制型号在研制流程和方法、管理模式上存在一定的差异,传统的依靠人工投入保成功的工作模式已无法满足当前新形势的需求,因此探索和实践运载火箭保成功管理模式意义重大。

摘要： 基于氦闭式循环的深度预冷发动机,在系统级地面试验研究过程中,由于预冷器的强预冷作用,试验台模拟的高温来流将快速降温至常温甚至零下,而预冷器换热微细管外表面温度甚至低于-100°C,因此将造成预冷器部分微细管表面结霜,甚至由于结霜过多堵塞预冷器空气通道,导致性能下降和整机工作不匹配的风险.而多数试验台来流采用煤油直接加热的方式模拟总温,含有大量的水蒸气,造成结霜风险加剧.本文针对预冷发动机地面试验过程中预冷器结霜的原理、结霜的抑制方法及主要风险进行了探讨,并重点针对喷醇类物质防结霜方法进行了理论分析及试验研究,结果表明,甲醇可在不高于1170K 的来流状态、折合体积浓度占比不大于6.9％的条件下,直接喷入高温来流用于预冷器结霜抑制.

摘要： 结合近几年飞行试验中重大地面试验计量保证工作开展情况,重点阐述试飞重大地面试验计量保证开展现状,并提出几点提升试飞重大地面试验计量保证的改进设想.

摘要： 为进一步提高飞行器的地面试验效能,提出了基于试验建模的飞行器地面试验评价体系;该体系有试验建模和适用度评价两过程;针对试验需求与目标、试验任务、试验过程、试验资源、试验场、试验结果等六个试验环节进行了基于UML机制的建模;并通过"蛛网图"评价、灰色关联分析和基准评价三种评价方法进行了适用度评价;构建的基于试验建模的试验评价体系可用于飞行器全寿命周期试验测试与综合验证.

摘要： 超压气球作为一种新型的高空科学气球,近年来受到各国科研机构的重视和支持.南瓜形设计是目前最有效的针对大型超压气球的设计方法.文章首先针对球体设计方法和加工工艺进行了研究.为了验证超压气球的设计及加工方法并探索气球的承压能力,研究人员设计并开展了一系列超压气球的地面试验,对球体相关参数进行了测量,并与设计值进行了比对,最终通过加压破坏试验对球体的承压能力和破坏形式进行了测试和探索.

摘要： 本文对整星微振动地面试验主要误差源进行了梳理,分析了有无柔性附件、推进剂、边界等误差源对相机等关键载荷微振动响应的影响,并通过地面试验与在轨测量数据对比,验证了误差分析结果的正确性和微振动地面试验方法的有效性.

摘要： 在飞机操纵系统地面试验中,针对飞机驾驶舱里安装角位移传感器直接测量驾驶杆、驾驶盘、脚蹬偏转角度的技术难点,研究设计出一套通过安装拉线式位移传感器来分别测量驾驶杆、驾驶盘、脚蹬偏转角度的新方法,解决了飞机驾驶杆、驾驶盘、脚蹬偏转角度测量的技术难题.试验证明其测量精度完全能满足飞机测试任务要求,同时该技术也可用于飞机操纵系统摇臂或舵面偏转角度的测量.

摘要： 针对飞机的着陆和滑跑载荷计算,提出了应用ADAMS软件,并结合NASTRAN软件进行机体动响应分析,得到飞机地面动响应载荷的工程计算方法,并对计算中CCAR25部相关适航条款的应用进行了介绍,为现代大中型民用飞机的地面动响应载荷计算和适航条款的符合提供了参考.

摘要： 针对飞机的着陆和滑跑载荷计算,提出了应用ADAMS软件,并结合NASTRAN软件进行机体动响应分析,得到飞机地面动响应载荷的工程计算方法,并对计算中CCAR25部相关适航条款的应用进行了介绍,为现代大中型民用飞机的地面动响应载荷计算和适航条款的符合提供了参考.

摘要： 针对飞机的着陆和滑跑载荷计算,提出了应用ADAMS软件,并结合NASTRAN软件进行机体动响应分析,得到飞机地面动响应载荷的工程计算方法,并对计算中CCAR25部相关适航条款的应用进行了介绍,为现代大中型民用飞机的地面动响应载荷计算和适航条款的符合提供了参考.

摘要： 针对飞机的着陆和滑跑载荷计算,提出了应用ADAMS软件,并结合NASTRAN软件进行机体动响应分析,得到飞机地面动响应载荷的工程计算方法,并对计算中CCAR25部相关适航条款的应用进行了介绍,为现代大中型民用飞机的地面动响应载荷计算和适航条款的符合提供了参考.

摘要： 本发明公开了飞机地面热强度试验中基于弹道的地面试验测温方法，涉及飞机测试技术领域，包括以下步骤：S1、红外点温仪选取；S2、红外点温仪安装；S3、温度标定；S4、交换温度点确定；S5、最终测量值确定。本发明的地面试验测温方法可实现红外点温仪对飞机飞行弹道从20‑30°C的常温条件至2000°C以上的高温条件的测量，拓展红外点温仪在地面热强度中的应用，大大提高了测温精确度，可以推广至金属冶炼、核工业、航空航天等非接触测量领域。

摘要： 本申请提供一种航天器微振动地面试验系统及试验方法，包括传感器网络、中继器及工控计算机，所述中继器连接在传感器网络和工控计算机之间，所述中继器通过屏蔽电缆与传感器网络连接，中继器通过网线与工控计算机连接；所述传感器网络包括若干激光陀螺传感器，每个所述激光陀螺传感器分别通过屏蔽电缆与中继器连接；所述中继器包括电源系统、陀螺伺服组件及控制器；所述电源系统用于对中继器及传感器网络供电；所述陀螺伺服组件用于控制传感器网络中的各激光陀螺传感器。本申请的有益效果是：在激光陀螺传感器和工控计算机之间连接中继器，使得工控计算机远离被测航天器，消除其对微振动角位移测试结果的影响，有效地提高了微振动角位移测试精度。

摘要： 本发明公开了一种面向空间多臂航天器系统的地面试验系统及其试验方法。所述航天器系统模拟器(2)通过4个多孔气足漂浮在气浮平台(1)上，所述气浮平台(1)周围放置有实验桁架(3)，所述实验桁架(3)的顶棚(14)中间设置模拟辅助对接装置(4)、模拟爬行桁架(5)和卫星模型(6)，所述实验桁架(3)的侧面设置装配实验区域(7)和静音空压机(20)。本发明用以解决现有技术无法模拟多臂航天器系统在空间中的移动、爬行、对大型空间结构装配，以及现有技术无法模拟在失重环境下装配、抓捕等动作对基座的影响等问题。

摘要： 本发明公开了飞机地面热强度试验中基于弹道的地面试验测温方法，涉及飞机测试技术领域，包括以下步骤：S1、红外点温仪选取；S2、红外点温仪安装；S3、温度标定；S4、交换温度点确定；S5、最终测量值确定。本发明的地面试验测温方法可实现红外点温仪对飞机飞行弹道从20‑30°C的常温条件至2000°C以上的高温条件的测量，拓展红外点温仪在地面热强度中的应用，大大提高了测温精确度，可以推广至金属冶炼、核工业、航空航天等非接触测量领域。

摘要： 本发明公开了一种空间多分支机器人地面试验平台，所述地面试验平台包括空间多分支机器人、工业机器人系统A、六维力/力矩传感器A、工业机器人系统B、六维力/力矩传感器B、操作模块、空间设施功能模块、桁架、控制台、全局相机、天车等，上述设备中桁架、空间设施功能模块为可选项，可根据试验需求灵活组合，如桁架攀爬地面试验中，为获取更大的空间，可将空间设施功能模块暂时拆除，在空间设施功能模块装配地面试验中，再将空间设施功能模块重新安装，此外还可根据特定试验任务设计其他试验道具。该试验平台设备组成灵活多变，试验范围广，模拟精度高，模拟时长不受限制，模拟工作距离较长，模拟过程稳定，试验成本低。

摘要： 本发明公开了一种小推力氧化亚氮煤油火箭发动机地面试验系统及试验方法，包括氧化剂管路、燃料管路和挤压气管路；两路所述的挤压气管路分别接入氧化剂管路和燃料管路，所述的氧化剂管路和燃气管路接入至控制集成系统，所述的控制系统连接火箭发动机，高压挤压气经过减压器调压后，进入缓冲罐和储罐，为储罐内的推进剂增压，氧化剂储罐的温度可由高低温调节器调节，推进剂经过储罐出口进入控制集成系统，流经过滤器、流量计和阀门，流出控制集成系统进入发动机，然后发动机工作。可同时适用于常温和低温推进剂的火箭发动机地面热试车试验，通过远程控制手段，可大大降低贮箱泄压过程中，人员操作带来的安全性问题。

摘要： 本申请提供一种航天器微振动地面试验系统及试验方法，包括传感器网络、中继器及工控计算机，所述中继器连接在传感器网络和工控计算机之间，所述中继器通过屏蔽电缆与传感器网络连接，中继器通过网线与工控计算机连接；所述传感器网络包括若干激光陀螺传感器，每个所述激光陀螺传感器分别通过屏蔽电缆与中继器连接；所述中继器包括电源系统、陀螺伺服组件及控制器；所述电源系统用于对中继器及传感器网络供电；所述陀螺伺服组件用于控制传感器网络中的各激光陀螺传感器。本申请的有益效果是：在激光陀螺传感器和工控计算机之间连接中继器，使得工控计算机远离被测航天器，消除其对微振动角位移测试结果的影响，有效地提高了微振动角位移测试精度。

摘要： 本发明公开了一种轨道车BTM地面试验装置及试验系统，涉及轨道车BTM地面试验技术领域，包括：柜体，柜体的顶板与柜体活动连接；升降结构，设置于柜体内，升降结构与顶板连接并能够带动顶板升降；托板，可移动地设置在顶板上，托板通过滑动结构与顶板连接，托板上侧用于固定地面应答器；通过设置方便移动的柜体，利用可垂直移动和水平移动的托板放置地面应答器与轨道车上的BTM主机和车载天线通信，可以在厂内进行调试试验。

摘要： 一种开式低气压结冰风洞地面试验系统及试验方法，属于结冰风洞试验技术领域，系统由压气机、储气罐、空气阀门、蒸汽压缩制冷组件、高压空气喷雾喷嘴、真空阀、真空泵、轴流风扇、低压结冰风洞、真空罐、加热冷却装置、水箱、阀门、水泵、水喷雾喷嘴阵列、蜂窝器和蒸发器组成，系统结构新颖，试验方法原理清晰，可以达到实现低气压的目的，其外部结构可一体成型，减少了风洞内部的漏气，维持了风洞内部的流场稳定，本发明能够持续在风洞中营造低压环境，且风洞中的气流流速可调，能够无级调节风洞中的压力和风洞进风口处的温度，从而可以模拟不同飞行高度的环境，能够调价水喷雾喷嘴处水喷雾的温度可调，可以对不同温度的液滴结冰条件进行研究。

摘要： 本实用新型公开了一种轨道车BTM地面试验装置及试验系统，涉及轨道车BTM地面试验技术领域，包括：柜体，柜体的顶板与柜体活动连接；升降结构，设置于柜体内，升降结构与顶板连接并能够带动顶板升降；托板，可移动地设置在顶板上，托板通过滑动结构与顶板连接，托板上侧用于固定地面应答器；通过设置方便移动的柜体，利用可垂直移动和水平移动的托板放置地面应答器与轨道车上的BTM主机和车载天线通信，可以在厂内进行调试试验。