基于同波束干涉测量的航天器姿态测量研究

基于地基同波束干涉测量,建立了航天器姿态测量数学模型及方程,给出了姿态解算方法,并对方程可解性与解算精度因子进行了分析。通过模拟在轨航天器轨道运行,进行了基于同波束干涉测量的航天器姿态解算数值仿真和误差分析,对解算误差和观测俯仰角的关系进行了分析和验证。结果表明,利用3个地面测站针对航天器上3个下行天线信号开展同波束干涉测量,辅以精度因子约束进行姿态解算,可以获得有效的航天器姿态信息,其精度最高可达0.001°。该方法可以作为在轨航天器姿态测量的备份手段。     

一种基于探测器下行信号融合处理的无线电干涉测量方法

针对深空探测器常用下行信号体制,结合无线电干涉测量特点,提出了一种基于探测器DOR信标信号和数传信号融合处理的干涉测量方法。该方法首先通过相关处理得到DOR信号和数传信号的差分相位,利用DOR信号进行带宽综合得到时延估计,并构建时延模型;然后,利用时延模型得到DOR信号与数传信号在数传载波处的相位差,并以此对数传信号差分相位进行补偿;最后,利用DOR信号差分相位和补偿后的数传信号差分相位进行带宽综合,实现高精度干涉测量。深空探测网数据处理结果表明融合处理后时延估计随机误差明显降低;但受介质时延误差影响,融合处理对系统时延精度的改善幅度有所减小。该方法仅通过改进干涉测量数据处理方法即实现了时延估计随机误差的改善,不仅提高了信号使用效率,而且增强了航天测控系统的鲁棒性,在应急测控背景下具有特殊意义。     

星敏感器慢变误差校准方法研究

对星敏感器慢变误差(LFE)校准方法进行了研究。根据星敏LFE主要是源于周期性的空间热环境变化的机理,将星敏的LFE作为周期信号,用傅里叶级数表述。用最小二乘法估算陀螺常值漂移中的周期量,再由常值漂移估计辨识出星敏LFE的参数,确定LFE傅里叶级数中正弦和余弦函数的振幅。根据傅里叶级数形式的LFE模型和估得的LFE参数,模拟产生LFE的表达式,对星敏的输出进行补偿校正。给出了星敏LFE的辨识过程。研究表明:星敏LFE补偿后,改善了姿态估计精度和陀螺常值漂移估计准确度,显著提高姿态确定系统的性能。     

基于有限元的Nomex蜂窝芯等效面内模量计算

正蜂窝夹层结构具有较高的比刚度和比强度,被广泛应用于航空航天领域。对于蜂窝夹层结构,一种方法常采用壳单元模拟以获得整体力学响应~([1])。另一种方法则采用壳单元模拟面板并建立蜂窝芯细节模型,蜂窝壁面用壳单元或实体单元模拟~([2]),这种方法可以精确地捕捉蜂窝芯与面板的脱粘、蜂窝芯局部损伤及壁面屈曲等细节特性,但随着结构尺寸的增加,计算成本急剧增加。为了提高计算     

高精度相位参考甚长基线干涉测量技术与试验验证

摘要：由于探测距离远,火星探测任务对干涉测量具有很强的精度需求。首先描述了相位参考甚长基线干涉测量(Very Long Baseline Interferometry,VLBI)原理,介绍了弧段内干涉相时延解模糊方法,阐述了弧段之间相互参考解算干涉相时延流程,给出了测量误差分析,并利用中国佳木斯深空站、喀什深空站针对射电源对1633+38和1641+399开展了相位参考VLBI试验验证。结果表明,消除模糊度后,相位参考时延精度优于0.1ns。这为提高中国未来深空探测器角位置精度提供一种可行的技术途径。     

模块化定子永磁风力发电机及其控制

针对海上风能开发和利用,提出和设计了一种新型结构的永磁风力发电机。所提出的电机由多个空间均匀移相的模块化定子永磁发电机(MSPMG)组成,每个MSPMG是独立的单相双凸极电机,每个定子模块包含永磁、齿极和线圈,减小了模块间的磁耦合和线圈互感。通过分析MSPMG的电磁特性和发电原理,基于变分原理推导出MSPMG的最优功率控制策略,利用单相H桥全控整流电路实现了对电枢电流的控制。有限元分析证明MSPMG各个模块间的磁路耦合很小,运行状态相互独立,因此该电机具有很强的容错运行能力。基于软件仿真证实了所设计电机及其控制策略的正确性和有效性。     

聚碳酸酯SHPB系统测量泡沫铝合金动态压缩性能

为更加合理、有效地使用泡沫铝,了解其动态冲击下的力学性能是必要的。为提高泡沫材料分离式霍普金森压杆（SHPB）实验的有效性和精度,采用聚碳酸酯SHPB实验系统对泡沫铝合金进行了动态压缩实验,给出了不同冲击速度下的压缩应力 应变曲线,并研究了泡沫铝合金的动态压缩力学特性和变形机制。实验结果表明,高孔隙率的泡沫铝合金的应变率敏感性不强,其动态屈服强度可用静态压缩的实验结果代替。但本结论能否向其他泡沫铝推广,尚有待进一步研究。     

高温、高应变率LY12铝压缩动态力学性能实验

利用配备自动组装系统和高温加热系统的直径为 ф5 mm的Hopkinson压杆,对温度在20℃～400℃、应变率在(5～14)×103s-1范围内LY12铝的动态压缩力学性能进行了实验研究.实验中采用波形整形技术,有效地消除了入射波的高频振荡,提高了测试精度.实验结果表明:当实验温度低于200℃时,温度的影响较小,而高于200℃时,材料的温度软化效应将十分明显,且随着温度的升高,流动应力逐步降低;LY12铝的性质接近于线性硬化材料,随温度的升高,其硬化模量逐步降低;在(5～14)×103s-1应变率范围内,LY12铝的动态压缩性能的应变率效应并不明显.      

高超声速飞行器气动弹性力学研究综述

高超声速飞行器设计上的特点带来了一系列的气动弹性新问题。本文回顾高超声速飞行器气动弹性研究的历史与现状,着重介绍和分析了高超声速非定常气动力计算方法、热环境下的气动弹性问题、壁板颤振、推力影响下的气动弹性稳定性问题以及气动推进/气动弹性耦合的多学科交叉问题,相关的主动控制方法的研究进展亦有所介绍。在已有气动弹性问题研究发展的基础上,提出了高超声速飞行器在气动弹性领域需要解决和关注的若干问题,包括高超声速气动弹性试验、燃料消耗的质量变化对于飞行器气动弹性特性的影响以及气动弹性力学与飞行力学综合等方面。     

基于主动磁控制的微小卫星姿态控制

针对偏置动量稳定的微小卫星,提出了一种仅利用磁强计作为定姿部件,磁力矩器作为主动控制部件的主动磁控制算法。在星箭分离初期,提出改进的B-dot速率阻尼方法使卫星姿态角速率快速减小,在卫星角速率较低时,设计了加低通滤波器的PD俯仰控制律,并设计了以地磁矢量B作为判断依据的滚动角、偏航角反馈的进动控制律及基于B-dot的章动控制律。数学仿真结果表明,所设计的主动磁控方法收敛、有效。该算法具有良好的工程应用前景,对于低成本微小卫星的研究是一个有益的探索。