螺旋桨式微型飞行器飞行特性分析

以南航研制成功的某型号微型飞行器为背景,以该型机的风洞实验数据为基础,针对该机的独特气动布局形式,对该机进行了六自由度飞行力学模型的建立。在建模过程中,考虑了螺旋桨滑流对飞机的气动干扰及不同飞行状态下螺旋桨拉力及扭矩的变化。通过应用四阶龙格-库塔方法对该运动方程进行数值求解,对该型微型飞行器的飞行动力学问题进行了非线性分析。     

一类强耦合系统的控制器设计方法

分析了飞行器各通道存在的耦合对控制器设计带来的影响 ,同时针对此引入了解耦控制方案 ,并对积分型解耦系统的极点配置在工程实现中遇到的问题进行了充分地论述。最后给出了相应的仿真算例     

挠性卫星大角度机动变结构控制的全物理仿真实验研究

以具有大面积太阳帆板的卫星大角度机动为背景，针对常用的“飞轮－喷气”执行机械模式研究了变结构控制方案，考虑了控制精度和喷气消耗量问题，并成功地进行了国内首次挠性卫星大角度机动控制的全物理仿真实验，取得了显著的效果。     

基于故障因子函数的鲁棒联邦滤波算法研究

针对联邦滤波器子系统传感器故障，提出了一种基于状态递推器的滑动残差检验法，并在故障检测函数的基础上，定义了故障因子函数，用于联邦滤波器的信息分配。根据新的算法，联邦滤波器的信息分配系数可根据故障因子函数进行自动调整，以减少故障通过全局重置对其他无故障子系统的污染程度，从而减少了故障信息的影响程度和持续时间，提高了故障隔离后联邦滤波器的快速恢复能力。仿真结果表明该算法是有效的。     

空间飞行器追踪区设计

重点介绍了空间飞行器通过一次变轨机动与目标交会的可行机动方案，在对飞行时间普适公式分析的基础上，建立了一般性的轨道转移预测模型， 给出了一种寻求空间飞行器可行变轨点集的方法，并提出了追踪区的概念。通过仿真计算，分别对各种时间和燃料资源限制条件下的追踪区大小变化进行了分析，结果表明，利用该方法求出的变轨点能够满足空间交会对燃料和时间等各方面的要求，且方法简捷，易于实现。     

无动力飞行器的制导与控制系统

提出了考虑常值风影响时无动力飞行器的动力学方程。基于变结构控制策略设计了三维的制导律和控制律，以此高度非线性、强耦合、时变的模型为基础进行了六自由度仿真，仿真结果表明这种考虑了风影响的动力学模型更接近实际，制导律和控制律是有效的，具有工程应用价值。     

基于变质心控制导弹的运动分析

导弹变质心机动控制通过改变弹头的质心,利用气动配平力矩改变弹头飞行姿态和攻角,从而实现导弹机动控制.本文首次详细推导了基于变质心控制导弹的空间六自由度的动力学方程,并建立了一套完整的仿真系统,针对导弹在垂直平面内运动情况进行仿真,为深入探讨变质心控制弹头的控制机理奠定基础.     

基于激光雷达测量的空间交会对接相对导航

激光雷达可以作为空间交会对接过程中的相对导航敏感器之一。本文基于线性H ill方程和经典双脉冲交会理论,给出一种两航天器多脉冲交会算法。结合激光雷达的测量值设计相对导航EKF滤波器。仿真结果表明通过滤波,激光雷达能够为航天器交会对接提供足够精度的相对位置和相对速度信息。     

LE—5和LE—7发动机的研制经验

1994年2月4日,日本成功地发射了第一枚 H—Ⅱ运载火箭。这次发射成功预示着日本的宇航事业美好的发展前景。H—Ⅱ运载火箭将做为日本九十年代到下世纪初的主要空间运载系统。它最显著的技术特点主要体现在它的第一级发动机 LE—7和第二级发动机 LE—5A。这两种发动机均以液氢为燃料,液氧为氧化剂。独特的发动机设计特点,使得 H—Ⅱ运载火箭跻身于世界航天技术行列中并成为其中的佼佼者。LE—7和LE—5A 是以 LE—5发动机的技术为基础发展起来的。LE—5发动机是完全依靠日本技术研制出的第一种低温发动机,并成功地应用在 H—Ⅰ运载火箭的第二级上。本文着重介绍日本低温发动机研制的历史,展示这些发动机独特的设计以及研制中所遇到的技术问题。     

地球物理导航中位场下延的迭代正则化方法研究

地磁、重力数据下延是制备地球物理导航基准图的重要内容,而它通常是一个不适定问题,采用常规代数方法求解并不奏效;对此,结合航空地球物理测量和地球物理导航的特点,研究了迭代正则化方法(包括迭代Tikhonov法、Landweber迭代法和截断奇异值分解(TSVD)法)在位场下延中的应用.首先给出了位场下延和迭代正则化的基本理论,然后采用理论位场模型验证了迭代正则化方法在位场下延中的应用可行性,最后分析了迭代正则化方法的下延精度、计算时间和边界效应等性能.由分析结果可知,迭代Tikhonov方法具有最好的综合下延性能,应优先在实际的位场下延中使用.