高轨微弱信号的跟踪算法分析及仿真

高轨航天器自主导航技术是中国迫切需要发展的航天新技术之一,广泛应用于通信、导航、气象、预警等领域.高轨导航接收机为高轨航天器自主导航定位提供了便捷有效的手段.在高动态环境下,载波频率和相位、伪码相位均随载体运动发生较大变化.由于载体动态引入的多普勒频率变化对伪码跟踪环的影响可通过载波辅助消除,接收机的动态性能主要取决于...     

Timoshenko梁振动的模态控制方法

分析了Timoshenko梁振动特性,得出其简化模型及其在外力作用下的传递函数,然后分析了压电材料PZT对梁振动的作用,得到它的传递函数。设计控制系统并分别设计人工神经元网络辨识器及其控制器,给出振动控制系统的仿真结果并进行分析。     

提高铸铝合金洁净度的理论及工艺研究

从机理上对浮游精炼法进行了理论分析,认为增加熔剂量可以提高除气效果,但过量的熔剂又可能会给铝液带来二次反应夹杂;[H]含量达到平衡浓度前,增加除气时间可以提高除气效果;随着静置时间的延长,[H]含量有一个先减少后增大的趋势。采用旋转吹气一熔剂法净化铝液,以净化后铝液的[H]含量为考察目标,按照均匀理论设计了净化参数的多因子实验。对实验结果进行逐步回归和线性回归分析,确定了旋转吹气一熔剂法工艺规范：精炼剂加入量0．2％;除气时间10min;静置时间15min。     

圆角横槽结构对气膜冷却效率影响的实验研究

为了研究圆角横槽结构对气膜冷却效率的影响,选取槽深、槽宽、圆角半径、吹风比四个影响因素进行正交实验,采用压力敏感漆测试技术对圆孔冷却结构和圆角横槽结构的气膜冷却效率进行测试。结果表明：在低吹风(BR=0.5)、中吹风(BR=1)比、高吹风(BR=1.5)比下,除Case3外,圆角横槽的面平均气膜冷却效率均高于单一圆孔。圆角横槽的面平均气膜冷却效率相对于圆孔冷却结构最高可以提高127％,Case1-Case9中,优化组合的结构参数为：槽宽2.4D,槽深0.6D,圆角半径0.9D,优化组合面平均气膜冷却效率相对于气膜冷却效率最低的Case8可以提高177％。在槽宽、圆角半径、槽深、吹风比四个影响因素中,吹风比对圆角槽气膜冷却效率影响程度最大,其次分别是槽深、槽宽、圆角半径。     

弹性空腔声振耦合试验相似动力学特性分析

针对典型弹性空腔声振耦合高速风洞试验问题,基于风洞试验相似原理,以典型弹性空腔为实例,采用量纲分析法建立了完全几何相似模型固有频率和频率响应的相似关系;结合结构有限元理论,通过引入完全几何相似模型作为过渡模型,建立了厚度畸变缩比模型固有频率和频率响应的相似关系;开展了缩比弹性空腔模型的固有频率及动力学响应的数值仿真。根据缩比模型的计算结果,利用已建立的相似关系对全尺寸模型的动力学响应进行预测,结果表明:预测响应曲线与实际计算结果曲线基本重合,验证了提出的缩比空腔模型固有频率及频响相似关系的可行性,为基于动力学相似的缩比弹性空腔风洞试验模型设计和声振耦合试验提供理论指导,且该相似关系的分析方法可推广应用于复杂外形薄壁结构的动力学相似关系建立中。      

基于随机配点的高超声速飞行偏差演化分析方法

针对不确定性条件下高超声速飞行偏差演化问题,提出一种基于随机配点法的偏差演化分析方法。在分析高超声速飞行偏差主要来源的基础上,综合考虑计算精度和分析效率,基于广义多项式混沌理论,采用随机配点方法进行偏差演化计算,进一步给出随机配点生成的稀疏网格技术。数值仿真表明,随机配点法的引入有效解决了高超声速飞行器系统偏差演化问题,可为工程设计提供有益参考。     

“嫦娥一号”卫星的调相轨道设计

中国第一颗月球探测卫星"嫦娥一号"的飞行轨道的设计中采用了调相轨道,在"长征三号甲"运载火箭提供的超地球同步转移轨道与地月转移轨道之间增加了一段由周期为24h和48h轨道构成的环绕地球飞行的调相轨道。为了将几条不同的轨道精确地拼接起来,必须考虑地球引力场对轨道的摄动影响。克服这个难点的做法是基于经典的轨道摄动理论,先将整段调相轨道设计为考虑地球引力场J2项影响的平轨道,在与运载的发射轨道拼接时,先将运载的包括短周期摄动的瞬时轨道转换为平轨道,在与地月转移轨道拼接时将调相轨道转换成拼接点的瞬时轨道。由于采用了平轨道的处理方法使得轨道控制策略的表述十分简明并易于操作。     

基于零点配置的BTT导弹逆控制研究

为实现BTT导弹准确快速跟踪指令的要求,采用能够提供品质良好的微分信号,并具有较强滤波能力的跟踪微分器设计了导弹控制器。该方法将跟踪微分器用于零点配置,构造了BTT导弹的逆系统,并与原系统串联构成伪线性系统,进而采用线性控制方法设计外环控制器,实现三通道的渐进无误差跟踪。仿真结果表明,所设计的控制器能很好地跟踪指令信号,且具有较强的鲁棒性。     

民用飞机飞行管理仿真系统设计与实现

主要讨论关于广义飞行管理系统的仿真实现,对水平和垂直剖面优化算法及其飞行控制算法方面进行了相关研究,并且在Visual C++平台上实现了飞行计划、导航、四维制导、控制显示单元、ARINC429总线通信、主飞行显示和航图显示等功能。仿真结果表明,此仿真系统的设计是成功的,开展飞行管理系统的仿真研究在整个飞机的研制中具有十分重要的意义。     

冲击载荷下受轴向约束的点阵材料夹芯简支梁

对受到均布冲击载荷的轴向不可移点阵材料夹芯简支梁进行了刚塑性动力响应理论分析和弹塑性有限元分析.首先给出了夹芯梁在外包和内接屈服条件下中点最大挠度的理论预测值,并与有限元结果进行了比较,有限元计算结果介于两种屈服条件给出的理论预测结果之间,有限元计算的支座处最大转角与外包屈服条件给出的理论预测结果接近.然后考察了点阵材料夹芯梁的抗冲击性能和吸能效果.结果表明:夹芯梁的最大挠度和塑性耗散能对杆元与面板夹角及相对密度十分敏感,设计合理的夹芯梁具有很好的吸能效果和抗冲击性能.