基于测速测角敏感器的火星探测器自主导航方法研究

提出了一种基于天体光谱红移测速和利用星光敏感器测角的测速测角组合导航新方法。该方法与现在的深空探测器导航方法相比,优势明显：一是无需太复杂的轨道动力学模型,简单易行。二是不需要依赖地面的无线电信息,无时延。最重要的是消除了测角导航方法引入的微分误差和测速导航方法引入的积分误差,可以实现精确天文自主导航,满足深空导航连续自主、实时高精度的基础要求。针对该导航方法,首先完成了轨道动力学模型和量测模型的建立工作,然后根据模型的非线性特点,分别采用扩展卡尔曼滤波算法完成了对该组合自主导航方法的研究。最后,对该方法进行仿真验证,通过对仿真结果的分析可以发现,测速测角组合自主导航方法满足巡航段的导航精度指标要求。     

一种多级助推段弹道导弹跟踪算法

针对多级助推段弹道导弹存在多个加速度突变点、机动性强导致跟踪难度大的问题,提出一种基于量测转换的强跟踪输入估计（STMIE）弹道导弹跟踪算法。在对多级助推段弹道导弹动力学特性分析的基础上,推导出雷达站东北上（ENU）坐标系下弹道导弹的运动方程,并通过将修正的无偏量测转换（MUCM）与STMIE算法融合,使得在导弹跟踪中应用STMIE算法成为可能。以典型的多级助推段弹道导弹为跟踪目标进行仿真校验,结果表明,本文算法对多级助推段弹道导弹目标跟踪性能优越,且算法复杂度较低,效费比高。     

双级涡轮增压活塞发动机螺旋桨推进系统部件法数学模型与飞行特性分析

对适用于高度为10~20km的中速、低速多用途飞行器的双级涡轮增压活塞发动机螺旋桨推进系统的特性计算方法进行了研究.引用涡轮发动机的部件法,建立基于各部件特性的代数数学模型,推进系统各部件工作点则由Newton法求解系统联合工作方程组得到.给出了方程组中的活塞发动机功率保持工作条件及增压器与活塞发动机联合工作条件,分析了推进系统功率保持工况和减功率工况的调节规律,及其对涡轮增压器工作线的影响.分析了推进系统总体及各部件的高度-速度特性.研究表明:该特性计算方法收敛快,一个工况点一般迭代5~6次即可;两个燃气旁通阀的调节规律不但可以满足推进系统的设计目标,同时还可对增压器工作点进行有效的优化调节;该特性计算方法可直接推广到更复杂的多级涡轮增压系统中.      

带中介轴承的双转子系统振动耦合作用评估

为了评估中介轴承对双转子系统的振动耦合作用,从临界转速位置振型变化、临界转速变化、模态振型与稳态不平衡响应的应变能分布变化、中介轴承受力变化等多角度,阐释双转子耦合振动的表现形式和关联关系,提出了相应的评价指标或评估方法,并以典型燃气涡轮发动机双转子系统为对象,进行了分析评估。结果表明,单转子的模态振型可能在双转子模态振型中表现为3种形式,一一对应出现、重复出现或耦合出现,对应的临界转速及应变能分布也会随之产生相应的变化;中介轴承受力在临界转速位置出现峰值,而应变能分布变化最大的转速位置与系统临界转速位置不一致,同时还受不平衡激励位置影响;各单元应变能占比变化量随转速变化曲线可详细分析特定不平衡激励下系统应变能分布变化情况。所提方法可为双转子-中介轴承系统的设计、故障诊断提供参考。     

嫦娥三号巡视器有效载荷

嫦娥三号巡视器配置了全景相机、测月雷达、红外成像光谱仪、粒子激发X射线谱仪四种科学探测有效载荷. 介绍了有效载荷的科学探测任务、系统设计方案和系统组成,描述了各有效载荷的方案设计要点,设计中的主要关注点及主要技术指标等.      

量热技术在铷光谱灯中的应用研究

铷光谱灯是铷原子钟的核心部件。在铷光谱灯的研制中差式扫描量热技术（DSC）是不可或缺的测量手段和研究方法之一。本文通过对长期老化跟踪测量的铷量消耗数据拟合,得到了目前使用的铷灯的铷量消耗模型。分析结果显示：铷与灯泡内的杂质反应消耗了约37.5μg金属铷,铷的消耗率稳定在0.23μg/hr,预计10年使用寿命期内铷的消耗量约106μg。铷熔融曲线的熔点和纯度测量结果显示：铷的熔点和纯度在老化开始前2个月变化明显,具有较好的相关性。老化6个月以后铷的熔点和纯度从老化开始前的36℃和99.56％提高到39.5℃和99.84％,并趋于稳定,其变化趋势与老化初期铷量的消耗规律较好地吻合。     

基于LabWindows/CVI的数字量变换装置测试软件设计

数字量变换装置测试台为箭上数字量变换器配套的地面专用测试设备,对飞行器的数据传输具有重要的应用价值。以LabWindows/CVI为软件平台,开发了数字量变换装置测试台的软件系统。该系统实现了对于箭上数字量变换器的单元测试以及在遥测系统进行系统测试时为被测产品提供信号源。     

高强低模Zr基非晶合金的性能实验和张力计构件制备

Zr基非晶态合金具有高强度和低弹性模量,符合航天器弹性体构件的设计要求。文章采用铜模铸造法制备了Zr基非晶合金张力计构件,并对该合金的结构、热性能、力学性能进行了系统的测试和表征,着重分析了该非晶合金的铸造尺寸、成分配比与非晶形成能力的关系。研究成果有助于推动非晶合金在空间领域的工程化应用。     

火箭垂直起飞段漂移变化的建模与分析

垂直起飞段是火箭靶场试验过程中最容易发生故障的时段之一,并且起飞段发生故障带来的后果往往是灾难性的。因此,分析运载火箭起飞段的运行情况,测量箭体起飞漂移和分析漂移量变化规律,对于航天工程具有极为重要的意义。在系统分析某一型号火箭起飞段漂移情况的基础上,建立了火箭垂直起飞段漂移模型．查明了箭体漂移量服从自回归模型AR(5),并采用D—W典型检验方法,对数学模型实际情况的吻合性进行了检验。大量实测数据计算结果证实,该箭体漂移的运动学模型是可靠的,很好地刻画了火箭在垂直起飞段漂移量的变化规律。     

某型飞机进气道地面涡畸变流动特性

以配装大涵道比涡扇发动机的某型运输机在未铺装跑道静止开车、滑行等实战使用环境为背景,建立了全尺寸三维仿真计算模型,通过数值仿真,分析研究了风速、风向以及滑跑速度对该型飞机进气道地面涡的流动特性及发动机进口畸变特性的影响。结果表明:该型运输机270°侧风条件下,随着风速的增加,地面涡强度呈现先增加后减小的规律,风速为2~4 m/s时强度最大,风速在6 m/s以上地面涡特性消失;风速为3m/s时,在风向为210°左右地面涡强度达到最大,外物吸入能力最高,其导致的进气道出口周向压力畸变最强。该型运输机滑行状态相对于其静止、逆风环境,地面涡的范围、强度均较小,对进气道出口流场品质也影响较弱。