探空火箭动力系统优化设计

提出了探空火箭动力系统设计参数优化计算方法.综合考虑了动力系统与火箭外弹道之间的关系.在给定有效载荷、最高射高的条件下,选取动力系统的设计参数使火箭的起飞质量最小.选用了增广拉格朗日法约束优化技术和牛顿迭代法求解数学模型.计算结果表明,该计算方法是合理的.     

双星定位系统增强方案分析

双星导航系统由于卫星数目有限，不能实现实时三维无源定位。为解决我国目前对自主无源三维导航资源的急需，近年来提出了铷钟法、伪卫星法及Loran—C增强法等多种增强方案。通过分析这些方法的工作原理、性能特点、必要性和可行性，将双星系统增强技术的内涵、思路和作用予以展现，并指出各方法的现存问题、解决方案和最具可实现性的发展方向。同时强调了这些增强技术不仅能提供三维无源连续导航资源，而且对未来的第二代导航系统也具有重要的应用价值。     

GPS/速率陀螺组合Kalman滤波姿态确定算法研究

建立了GPS／速率陀螺组合姿态估计系统的模型，研究比较了三种典型的Kalman滤波姿态确定算法：状态扩充法、量测量求差法和时变噪声估计跟踪自适应滤波算法。给出了某航天器采用GPS／速率陀螺组合姿态确定的仿真计算结果，并对结果进行了分析。结果表明，与传统Kalman滤波算法比较，时变噪声跟踪自适应滤波算法和量测量求差滤波算法能较好地消除GPS测量中相关时变噪声的影响，提高姿态确定的精度；而且时变噪声跟踪自适应滤波算法能很好地消除由于噪声统计性能的不确定性对Kalman滤波的影响，提高姿态确定系统的性能。     

基于动网格法的翼型启动过程数值模拟

采用动网格法对NACA4421翼型以15°攻角启动过程进行了数值模拟。计算给出了启动过程中尾缘启动涡的生成、脱落与绕翼型环流充分发展的瞬态流场及气动力特性变化曲线,并对升力数据进行了拟合。计算结果表明,启动瞬间,上翼面最大负压和上下翼面最大压强差均出现在翼型后半段,随后逐渐向前缘移动,最终稳定在前缘点附近。下翼面最大正压点和上下翼面压差随弦向位置的最大变化率则始终维持在前缘点附近。加速过程中,整个翼型受到的升力近似于瞬时速度的二次幂指数的规律变化。加速段结束后,翼型转入匀速运动的瞬间出现升力小幅下降的现象,之后逐渐回升至稳定升力。     

椭圆轨道非线性相对运动模型的周期解与应用

在长期的航天器编队飞行中传统的基于线性相对运动模型设计编队保持轨道的方法会引起较多的燃料消耗.首先采用摄动法解析地求得了考虑二阶非线性项时椭圆轨道相对运动模型的周期性条件和周期解;然后以此周期解为参考轨道设计了基于Lyapunov稳定的PD保持控制律.仿真结果表明:基于椭圆轨道非线性相对运动模型的周期解较基于椭圆轨道线性相对运动模型的周期解,精度明显提高;以前者为参考轨道的保持控制与以后者为参考轨道的保持控制相比,燃耗明显降低.     

大长径比圆截面隔离段流场的数值研究

对2 Ma均匀来流条件下大长径比L/D=17.5的等直圆截面隔离段内流场进行了数值模拟.研究了在不同背压和不同壁面粗糙度的条件下,隔离段内激波串形态、静压分布、总压恢复.结果表明:激波串位置与背压呈非线性关系,激波串中形成数道“X”形的激波,总压恢复系数随背压增加先减小后增大;壁面粗糙度增加会使激波串前的壁面压力有所增加,使激波串向上游移动,激波串的第一道激波强度增大,之后的激波强度迅速衰减.     

微小推力下小卫星的轨道递推与推力标定

针对采用微小推力进行轨道机动的小卫星,考虑复杂摄动力的基础设计了一种高精度轨道外推和推力在轨标定算法.首先,建立了考虑地球复杂摄动力和微小推力的小卫星轨道动力学模型;然后基于动力学模型,利用变步长龙格库塔算法,设计了对微小推力小卫星进行高精度轨道外推的方法.随后通过无迹卡尔曼滤波器(UKF),设计在轨标定算法,对存在误...     

利用GPS进行姿态估计的一种算法

首先建立了全球定位系统（ＧＰＳ）姿态确定的观测方程;然后给出了利用ＧＰＳ进行飞行器姿态估计的模型,并对该模型进行了线性处理;最后利用攻推广卡尔曼滤波技术,针对某飞行器进行了仿真计算。计算结果表明,对于不同的测量噪声和系统噪声,滤波器都有较好的估计,姿态估计的精度明显高于单纯ＧＰＳ姿态确定的精度,可以满足大多数飞行器对姿态确定的要求,证实了模型和算法可用性。     

H2/H∞组合方法及其对导弹纵向运动的控制分析

在对Ｈ２／Ｈ∞组合控制问题描述和分析的基础上,总结了此类问题的一种求解算法,即转换为双线性矩阵不等式问题,通过迭代运算加以求解。以某型导弹纵向运动的控制为例,对Ｈ２／Ｈ∞组合算法进行了仿真计算,结果表明,该方法在一定程度上协调了系统的Ｈ２及Ｈ∞设计任务间的矛盾,使得所设计控制系统不但有着要求的噪声抑制能力,而且具有良好的鲁棒稳定性。