单频GPS实时定姿系统研究

介绍了自行研制的单频GPS实时定姿系统硬、软件结构,以及硬件组成和软件设计对GPS定姿系统实时性的影响。然后介绍了定姿系统软件设计过程中对系统可靠性和稳定性的考虑。最后利用该系统完成了GPS实时定姿的静态试验和动态试验。试验表明,系统具有较高的实时定姿精度。该系统可以应用于地面车辆、舰船以及飞行器的姿态确定。     

卫星位置偏差对双星/GIS组合定位的影响及组合定位试验

建立了双星定位和双星／GIS组合定位的计算模型.在此基础上研究了星历误差对双星定位结果的 影响,卫星位置偏差对组合定位结果的影响,在组合定位中,在经、纬度方向上,分别给卫星位置加入均方差 为1°的位置偏差.结果表明,给卫星位置加入均方差为1°的经、纬度方向位置偏差,并不会降低组合定位的 精度.对这一重要结论,从几何上给出了解释.最后进行了双星／GIS组合定位的物理试验.试验结果表明, 双星／GIS组合定位确实可以大大提高双星定位的精度.     

火箭用液氧泵的动特性试验

1.绪论液体火箭中经常会产生一种POGO的飞行器轴向自激振动。对于这种白激振动,泵具有较大的影响,因此,在POGO分析时须要计算出泵的动特性数据。迄今为止已有很多报道介绍泵的动特性研究结果。笔者也曾就使用高速液氧泵在泵入口NPSH(净正吸程)较大时的试验结果作过若干介绍。日本正在研制在第二级安装液氢液氧发动机的H-1火箭,并在研究第二级发动机是否要安装POGO的抑制装置。本报告就是以取得POGO分析上所需要的液氧泵动特性数据为目的,介绍泵入口NPSH较大时和较小的脉动试验结果。     

大尺寸薄壁Inconel 718环件粉末热等静压近净成形

采用无坩埚感应熔炼超声气体雾化法(Electrode induction melting gas atomization, EIGA)制备了Inconel718预合金粉末,并对预合金粉末进行了表征。通过预合金粉末热等静压工艺制备了Inconel 718粉末合金坯料并测试力学性能,力学性能接近锻件。采用有限元法进行了Inconel 718环件的热等静压数值模拟,并结合模具设计,实现了粉末高温合金复杂结构件的整体近净成形。     

单星星光/惯性复合制导最佳星快速确定方法研究

单星星光/惯性复合制导能有效提高弹道导弹的机动发射性能和命中精度,在实际应用中需要快速确定最佳星.针对单星平台方案,建立其基于初始定位定向误差的相关数学模型,并采用单纯形调优法实现最佳星的快速确定.仿真结果表明.采用所建立模型能有效修正初始定位定向误差的影响;单纯形调优法选星速度快,精度高,能为有效解决最佳星的快速确定问题提供有益参考.     

激发跃迁速率对热力学非平衡氮气紫外辐射的影响

基于氮气的碰撞-辐射（CR）模型,计算了速度为6.2 km/s、初始压力为133 Pa的高超声速流动激波中N₂和N₂+分子电子能级的分布情况,分析了不同激发跃迁速率模型对电子能级分布及辐射光谱模拟的影响。针对流动中热力学非平衡区域和平衡区域,在300~440 nm的辐射光谱开展了逐线法的数值模拟,并与激波管实验测量光谱进行了对比。结果表明,目前的激发跃迁速率均存在偏差,综合Park模型的爱因斯坦系数和Johnston模型的碰撞激发速率可以得到与实验结果最为接近的辐射光谱。      

基于GPS对地球同步轨道自动转移飞行器进行导航的可行性分析

研究利用GPS对地球同步轨道自动转移飞行器进行导航的方法,分析了飞行器在转移过程中可用的GPS卫星数目,在地心惯性坐标系下建立了惯导误差和GPS的伪距、伪距变率模型,采用渐消因子的自适应卡尔曼滤波对飞行器进行组合导航.仿真结果表明,可用GPS卫星的数目随着飞行器高度的增高而减少,因此无法利用单一历元观测信息直接对飞行器导航.但采用多历元观测信息和动力学模型相结合的滤波方法可对飞行器进行组合导航,当飞行器初始位置偏差为1 km,初始速度偏差为1 m/s,伪距及伪距变率观测均方差分别为10 m和0.05 m/s时,地球同步轨道自动转移飞行器的最终位置偏差小于50 m,速度偏差小于0.02 m/s.      

载波相位/捷联惯导组合对高轨飞行器的导航

高轨飞行器可用卫星数目较少,信号空间链路损耗大,使用伪距进行测量的精度较低.提出基于GNSS(Global Navigation Satellite System)卫星载波相位与捷联惯导紧组合方法对高轨机动飞行器进行自主导航.该方法将连续跟踪的卫星初次可用时的整周模糊度的浮点解作为状态变量,通过平方根UKF建立了组合导航非线性滤波模型,提出了基于整周浮点解交集的滤波器故障检测方法.研究表明,提出的组合导航方法充分利用了载波相位高测量精度和系统性误差缓变的特点,提高了系统的可靠性和精度.     

高超声速飞行器Terminal滑模控制系统设计

针对高超声速飞行器模型的强非线性、快时变、强耦合和强不确定性,提出了基于动态逆和Terminal滑模控制的制导/姿控一体化设计方法.该方法将动态逆控制的非线性解耦能力与Terminal滑模控制的强鲁棒性有机结合,实现了模型的反馈线性化和多通道解耦,保证高超声速飞行器在存在参数不确定性和外界干扰的条件下实现稳定飞行.仿真结果表明该控制方法对高超声速飞行器是可行的.     

日本计划研制小型载人航天飞机

为了提高运输效率,日本提出了研制小型载人航天飞机方案。这种小型航天飞机,机身长度约14米,全部装备重量约11吨。它准备装备在大型火箭的头部,利用火箭发射入轨。机上最多装载4人,有效载荷500公斤左右(见图)。在轨道上使用轨道修正发动机,与其它人造卫星或空间站实现接近和对接,以便进行人员、物资的补给、回收或舱外活动。还可以作小规模的空间实验和观测。但这种小型航天飞机上不能配备