三轴转台误差对光纤捷联惯组陀螺标定精度的影响

研究了利用三轴转台标定时,转台不水平度、不正交度、定位精度和惯组与转台坐标系不重合度对光纤捷联惯组中陀螺标定结果的影响。基于更符合工程实际的陀螺组合标定模型,用四元数法建立了转台误差模型,推导了误差传递途径,定量分析12位置法、多速率点速率法标定编排方式下的陀螺标定误差。研究和仿真发现:陀螺零偏误差基本与陀螺测量误差为同一量级,安装系数误差基本与转台不正交度与定位精度的和为同一量级。     

转台高精度模拟卫星三轴角速度解耦算法研究

针对传统法解决转台解耦问题存在的不足,将欧拉角速度转为陀螺角速度,地球自转作为转动激励,提出了一种新的转台解耦方法。对框角解耦算法以及卫星三轴与转台三轴不同关系条件下的转台改进算法进行了仿真。结果表明:用转台模拟卫星欧拉姿态角时,应尽量避免中内框夹角过小;卫星稳态运行时,转台的内外框分别模拟卫星的俯仰、偏航轴。转台不会产生接近奇异的现象。     

车载平板动卫通三轴稳定机理研究

针对车载平板动卫通系统中稳定隔离载体姿态变化问题,通过对三轴稳定机理的分析研究,提出了"方位、俯仰机械补偿,极化电子补偿"的三轴稳定结构,仿真结果表明"方位、俯仰陀螺安装在天线俯仰转台,极化陀螺安装在天线方位转盘或俯仰转台"两种自稳定结构能提供良好的陀螺工作环境并具有较为简洁的隔离载体姿态变化补偿表达式,具有一定的工程理论指导意义.     

星载光纤陀螺三轴组合热仿真研究

研究的目的是分析和优化光纤陀螺三轴组合的热设计方案。从光纤陀螺三轴组合内部热源出发，使用FLOTHERM软件建立了主电路板仿真模型，进行分析解算，得到了主电路板在室温条件下达到稳定状态的温度云图，并与红外热扫描结果加以分析比较，验证了所建模型的正确性。在此基础上，对光纤陀螺三轴组合温度场进行了仿真分析，发现了电路板过热和光纤环温度分布不均匀等问题，提出了改进措施，仿真结果表明，新的设计方案解决了以上问题。     

小卫星大角度姿态机动控制研究及半实物仿真验证

大角度姿态机动控制技术是高分辨率遥感小卫星的关键技术之一。本文采用瞬时欧拉轴控制算法，在星载计算机原理样机的基础上，考虑反作用飞轮的饱和特性，根据所选择的反作用飞轮和光纤陀螺，在单轴气浮转台上进行半实物仿真验证。仿真结果表明，所设计的定姿与控制算法简单、有效；星载计算机满足控制算法对计算速度的要求。     

三轴转台测试中惯性仪表输出量的分离方法

在惯性仪表主轴转台测试的基础上,采用四元数法建立了转动中的三轴转台数学模型,并以此计算在三轴转台转动中的各个时刻,重力加速度在惯性仪表坐标系上的投影,从而完成惯性仪表三轴转台测试中动态输出量和静态输出量的分离。该方法用代数运算代替了欧拉法中的三角运算,具有简单、精确且不会出现奇异的优点。在文章最后给出了在某一测试下的计算结果。     

陀螺漂移测试转台的发展和展望

本文简述了陀螺漂移测试转台及其主要元部件的现状。通过比较和分析,给出了国际水平的陀螺漂移测试转台的主要技术指标。在此基础上,作者研究了当前国际上陀螺漂移测试转台的发展动向,进而对国内陀螺漂移测试转台的进一步发展提出了建议。     

微小卫星高精度三轴稳定控制算法研究

某型号微小卫星的有效载荷为三线阵CCD相机 ,因此对于姿态控制系统有相当高的要求 :对地定向三轴稳定指向精度优于 0 .3°,稳定度优于 0 .0 0 1(°) /s。针对该要求进行了控制系统设计 ,并在单轴气浮转台的基础上 ,根据国内现有硬件情况进行了半物理仿真验证。结果表明 :所设计的控制器原理简单、易于实现且具有较好的鲁棒性 ,满足总体提出的设计要求。同时证明 ,国内现有的光纤陀螺和反作用飞轮等硬件的性能指标均可满足某型号微小卫星姿态控制系统的要求。     

单轴速率三轴位置惯性测试转台误差及传递分析

阐述了单轴速率三轴位置惯性测试转台系统误差的种类,诸如安装面与轴线平行度、位置精度和回转精度等,主要来源于安装工艺、控制系统精度、测角系统精度以及机械磨损等因素,不可避免地存在于转台系统中。由此产生了综合性的指向误差并对测试数据造成影响,文章根据飞行仿真转台的指向误差公式推导出了适合本实验用惯性测试转台的误差计算公式。依据实际的测试流程计算出各轴的指向误差,得出标度因数、阈值、分辨率等参数测试时,指向误差使得被测参数偏小;而对于交叉耦合参数,造成被测参数偏大,在对高精度陀螺组合测试时应予以估计和补偿。     

三轴台伺服陀螺加速度计闭环控制系统设计

陀螺加速度计的外环干扰力矩包括仪表外环轴的摩擦力矩和交叉轴加速度引起的交变力矩.本文分析了引起陀螺加速度计外环干扰力矩的主要原因,提出采用三轴台与陀螺加速度计构成闭环伺服系统分离陀螺加速度计外环干扰力矩试验方法,设计了自动增益补偿电路、增益匹配电路和稳定闭环投入电路,并成功地将三轴台伺服陀螺加速度计系统投入运行,完成了...     

基于刚体转动四元数模型的航天器再定向方案

介绍了一种新的刚体转动的四元数模型。这些模型可以提高再定向控制的对边界条件的适应能力，在此基础上还介绍了这些模型的一些实际应用。     

Determination of parameters of attitude motion of a small communication satellite using the data of measurements of current of solar panels

A communication satellite (small spacecraft) injected into a geosynchronous orbit is considered. Flywheel engines are used to control the rotational spacecraft motion. The spacecraft after the emergency situation has passed into a state of uncontrolled rotation. In this case, no direct telemetric information about parameters of its rotational motion was accessible. As a result, the problem arose to determine the rotational satellite motion according to the available indirect information: current taken from the solar panels. Telemetric measurements of solar panel current obtained on the time interval of a few hours were simultaneously processed by the least squares method integrating the equations of rotational satellite motion. We present the results of processing 10 intervals of the measurement data allowing one to determine the real rotational spacecraft motion and to estimate the total angular momentum of flywheel engines.     

攻角变化对超音速进气道再起动特性的影响

以二维非定常可压缩流的N-S方程为控制方程,采用SST k-ω湍流模型对攻角变化引起的超音速进气道再起动过程进行了数值模拟,研究了攻角变化对超音速进气道再起动特性的影响.结果表明,当超音速进气道不起动时,可通过合理改变攻角实现进气道的再起动工作;超音速进气道的再起动攻角随攻角变化速率的增大近似呈线性增加;攻角变化速率较...     

多通道功率放大器中幅度和相位一致性影响分析

文章利用传输矩阵方法,建立了MPA分析模型,并通过引入幅度和相位随机性,结合各路放大器幅度和相位组合概率,对通道隔离度的影响进行了计算和分析。     

On solving the problems of optimization of trajectories of many-revolution orbit transfers of spacecraft

The problem of optimal control over many-revolution spacecraft orbit transfers between circular coplanar orbits of satellites is considered. The spacecraft flight is controlled by a thrust vector of a jet engine with restricted thrust (JERT). The mass expenditure is minimized at a limited time of flight. The optimal control problem is solved based on the maximum principle. The boundary value problem of the maximum principle is solved numerically using the shooting method. A modified computation scheme of the shooting method is suggested (multi-point shooting), as well as a method (correlated with the scheme) of choosing the initial approximation with the use of a solution to the optimization problem in the impulse formulation. The scheme and method allow one to construct many-revolution spacecraft orbit transfers.     

热变形对一种天线指向机构指向精度的影响分析

热变形对天线指向机构的指向精度具有重要影响,但利用传统的设计方法很难实现对指向精度的准确计算,尤其是热变形对指向精度影响的研究工作更是少见。为此建立了机构的三维实体热-结构耦合有限元分析模型,根据有限元分析结果并结合机构的运动链关系,构建了各关键运动副运动误差的计算方法;在此基础上实现了机构指向误差的计算,研究了运动副名义、最大以及最小配合间隙条件下,温度载荷对各关键运动副运动误差和指向精度的影响。研究结果表明,温度载荷对关键运动副的运动误差以及机构的指向精度具有重要影响,随着温度载荷偏离常温数值的增加,指向误差不断增大,名义配合间隙条件下的指向误差最大。     

多自由度微振动环境时域波形复现的数值仿真

为满足航天器微振动环境模拟的需要,开展了多自由度微振动时域波形复现控制方法研究。首先,介绍了基于时域波形复现的多自由度微振动环境模拟控制理论方法。其次,针对六自由度微振动激励系统,应用MATLAB软件建立了基于实测传递函数矩阵的多输入多输出微振动激励仿真系统,针对微振动时域波形复现闭环控制过程进行了算法编程,并给出了仿真的闭环控制流程图。最后,通过算例对多自由度微振动时域波形复现进行了数值仿真,以给定的白噪声为输入,模拟对实际存在的系统非线性、测量误差等影响因素的控制效果。仿真结果验证了多自由度微振动时域波形复现控制方法的可行性及有效性,所得结论可以为研究多自由度微振动时域波形复现控制系统提供参考。     

Stability of dynamic algorithms of determination of quasi-stationary satellite orbits

A method of estimating the stability of the problem of orbit determination under disturbances caused by finite accuracy of calculation and geographical siting of observation stations is proposed.     

Determination of an Estimation of Parameters of Motion of a Spacecraft on the Stage of Its Descent on the Basis of Integration of Inertial and Optoelectronic Navigation Systems

The problem of determining an estimation of current spacecraft motion parameters on the stage of its descent is solved on the basis of readings of an optoelectronic navigation system and additional information from the self-contained inertial navigation system at the most general assumptions on the nature of motion of the object and the statistical properties of the noise of the measuring devices.     

状态方程对煤油液滴高压蒸发计算的影响

分别基于RK、SRK和PR等不同真实流体状态方程(EoS)建立了包含亚临界和超临界两种不同机制的瞬态液滴高压蒸发模型。针对我国新一代高压补燃液氧/煤油发动机，对煤油液滴在高压N 2 环境下的蒸发过程进行数值研究，重点分析了不同状态方程对N 2 -C 12 H 26 二元系统高压气液相平衡，及进一步对煤油液滴高压蒸发计算的影响。结果表明：对液滴蒸发速率影响最大的参数是液滴表面蒸气质量分数，而对该参数影响最大的则是所选取的状态方程。基于SRK和PR EoSs的高压气液相平衡及液滴高压蒸发计算结果均与试验数据符合较好，可正确描述液滴高压蒸发特性；而基于RK EoS的相平衡计算结果显著高估液滴表面蒸气质量分数和环境气体溶解度，并低估临界混合温度和偏摩尔相变热，进而在亚临界蒸发状态下高估蒸发速率，在超临界蒸发状态下低估蒸发速率。另外，基于RK EoS的计算中液滴发生跨临界转变所需的环境温度显著低于基于SRK和PR EoSs的。