二维柔壁自适应壁风洞中三维模型近音速试验技术

根据跨音速面积律将翼-身组合体模型转变为等效旋成体模型 ;并将风洞的矩形截面转变为等面积圆截面 ;由此通过轴对称跨音速小扰动速势方程求解圆截面风洞洞壁调节量 ;进而得到矩形截面上、下洞壁调节量。以堵塞比为 2 .64%的模型在西北工业大学高速二维柔壁自适应壁风洞中进行了翼面测压试验,并以同一模型在德国宇航院 HKG风洞中 (堵塞比为0 .35 % )做了对比试验。在近音速情况下 ( Ma∞=0 .94,0 .994和 1 .0 0 8),α=0°,2°时两者结果符合良好     

一种基于Madgwick-EKF融合算法的卫星姿态测量方法

针对低地球轨道卫星姿态测量时,传感器易受噪声干扰、陀螺仪漂移等问题,提出一种基于Madgwick扩展卡尔曼滤波合算法(EKF)的卫星姿态测量方法。该方法采用陀螺仪、加速度计、磁强计等多传感器数据进行融合,并结合Madgwick算法和EKF算法的优点,实现姿态测量。首先,通过Madgwick算法,利用多个传感器测量数据计算初始姿态。然后,基于初始姿态和实际测量数据,应用EKF算法进行数据融合和噪声滤除,以获得最终准确的姿态估计。实验结果表明:相较Madgwick算法,本算法在测量精度上提升了65.8%,且具有较高的鲁棒性,为低地球轨道卫星姿态测量提供了一种有效的方案。     

带谷振动试验规范的分析基础

我国现行的宇航设备振动试验条件是从假设的使用环境出发,利用峯值等效公式推导出来的。它要求设备试验时,台面或支架的振动加速度或位移在整个频带内为常数。这种以运动控制为基础的试验条件,明显地不同于设备在外场使用时的振动环境,其结果是试验时设备元件在某些频带内因过试验而破坏。等加速度控制规范的不合理性,已为很多人注意到,并提出了一些改正办法。但是,对于等加速度控制为什么会造成过试验,过试     

航天发射的低频振动环境及其模拟

概述了航天发射中低频振动环境的类型和特征，分析了低频振动环境与结构振动特性的关系及其对航天产品结构的影响和危害，研究了低频振动环境的模拟试验方法，提出了以六自由度电液式振动台进行系统级多轴低频振动环境试验以更真实地模拟产品实际使用环境的技术途径。     

翼型在自适应壁风洞中试验时的侧壁边界层三元效应研究

二元翼型试验时模型安装于侧壁转盘上会引起侧壁边界层三元效应，中国航空研究院西北工业大学和德国宇航院哥廷根流体力学研究所合作用计算和试验方法进行了研究。作者介绍了1995－1998年的研究，包含研究目的，方案，计算方法，在德国路德维希管风洞中的验证试验，结果分析和初步结论。     

固体火箭发动机在内压、惯性力和温度作用下的应力、应变分析

本文利用三维粘弹性大变形应力分析的有限元程序,采用微分形式的粘弹性本构关系,计算固体火箭发动机(药柱和外壳)分别在内压、惯性力和突变温度下各点的应力和应变.计算结果可供有关单位参考.     

时域参数估计算法在微型数字计算机上的实践

本文将模态置信系数的概念引入最小二乘复指数算法,对该法作了一点改进。在LSI11/23机上分析了方法的抗噪音能力和分辨率,並按这二项性能与ITD算法进行了比较。结果表明该法在微型机上运行时明显地优于ITD算法。     

非平稳随机振动与烈度控制

本文阐述了随机振动试验的变烈度控制原理。基于高斯载波调制时间窗的乘积模型,研究了火箭非平稳随机振动的表征、分解和再造,形成了统一的分析、综合和试验控制的算法。以累积损伤谱为判据,用典型信号比较了几种等效模拟方法的效果,得到了肯定的结论。