临近空间浮空器区域驻留控制策略研究

为了实现临近空间浮空器区域驻留飞行,基于对热环境的分析,建立了带有副气囊高空气球的空气动力学与热力学耦合动力学模型。基于准零风层特殊风场,设计了临近空间浮空器区域驻留飞行控制策略,通过副气囊调节飞行高度,利用准零风层上下纬向风方向相反的特点实现东西方向控制,用螺旋桨控制实现南北方向控制,并利用ECMWF风场数据进行了数值仿真。仿真结果表明,临近空间浮空器可以在纬度41°(N)~43°(N),经度86.5°(E)~87.1°(E)之间的区域范围内飞行7天,证明了利用准零风层风场实现临近空间浮空器区域驻留飞行的可行性。     

基于K-V阻尼模型的铁木辛柯梁振动响应分析

基于铁木辛柯梁理论,对两端固支梁在承受阶跃载荷和移动载荷下的响应进行了分析。借助K-V阻尼模型,研究了阻尼对系统动态性能的影响。为了进行理论求解,推导了比例阻尼的使用条件,继而运用实模态叠加法理论,最终导出了系统受载时响应的解析解。数值分析结果表明,该方法准确可靠,为其他数值算法,如拉普拉斯变换法,提供了横向对比的依据。有阻尼振动的分析表明系统在高阶模态具有过临界阻尼特性,在低阶模态为收敛振荡特性。阻尼对系统的响应有很大影响,尤其在大长细比时,甚至出现了振幅增大的情形。此外,在阶跃载荷的作用下,系统均呈现出了低频模态为主的响应特性。      

反潜机吊放声纳扩展螺旋线形搜潜建模

针对全方位机动的潜艇目标,结合反潜直升机实际搜潜过程,分析了风因素对反潜机探测过程的影响;建立了反潜机吊放声纳的扩展螺旋线形应召搜潜模型、潜艇运动模型;依据声纳主被动探测距离模型,对主被动吊声的探测距离进行分析;仿真分析了在已知海洋环境条件下,反潜机扩展螺旋线形应召搜潜轨迹,不同发射频率和目标强度条件下的主被动吊声探测范围,以及比较分析了吊放声纳作用距离、潜艇运动样式等因素对文中提出的扩展螺旋线形搜潜方法与传统的扩展方形、扩展圆形搜潜方法的搜索概率影响.结果表明,扩展螺旋线形的搜潜效能优于扩展方形和扩展圆形.      

基于自由尾迹的共轴直升机航向/总距解耦分析

共轴式直升机的航向操纵主要依靠上下旋翼的总距差动实现,在总距和航向操纵上有较强的耦合.利用自由尾迹算法对在研小型共轴式直升机悬停时的航向和总距间的解耦进行了计算,得到了悬停时航向与总距操纵时上下旋翼的总距配合曲线,总结了解耦控制的特点并根据数值计算结果拟合出了近似的解耦函数,计算结果对飞控系统的设计具有重要的指导意义.      

"人在回路"无人飞艇半实物仿真系统设计与实现

为开展某型无人飞艇系统的地面集成及飞行仿真试验,基于VxWorks实时操作系统、Matlab/Simulink和RTW(Real Time Workshop)快速原型建模仿真软件、FUTABA数据采集系统和三维视景系统,开发了具有高精度、高实时性的半实物仿真平台以及仿真软件.该系统的最大创新点是加入了FUTABA遥控设备以及PWM(Pulse Width Modulation)/RS-422的信号转换模块,从而将飞行员的视觉感受及操纵输出接入到仿真回路中,实现了在全遥控、半自主和自主3种模式下的"人在回路"仿真.仿真试验结果表明:"人在回路"的飞行仿真试验可验证控制律的3种模式切换功能以及姿态、航迹控制效果,提高了飞行员对该型飞行器的操纵熟练程度,可以实现在应急情况下直接控制无人飞艇平稳着陆.      

不同机载电子干扰条件下的飞机敏感性模型

对典型作战场景中雷达制导导弹威胁下的飞机敏感性进行了研究,分别从导弹发射和命中2个方面,建立了远距离支援干扰(SOJ)和自卫干扰(SPJ)条件下的飞机敏感性模型。首先分析了在典型电子对抗措施(ECM)和电子抗干扰措施(ECCM)条件下的雷达探测距离;其次提出了用于评价欺骗干扰的有效时间模型,结合典型制导律,建立了不同干扰条件下导弹命中分析的仿真模型;最后对不同干扰条件下的飞机敏感性进行了仿真实验。结果表明:电子干扰一定程度上能够降低非隐身战机的敏感性,但是对于低雷达散射截面(RCS)或者采用先进抗干扰措施的武器系统而言,电子干扰对飞机敏感性降低的作用有限甚至有害。研究结果对现役飞机通过电子干扰降低敏感性以及对在研飞机的敏感性设计具有一定的参考意义。     

基于PXI总线的姿态角变换器高精密测试系统设计

为了验证遥测系统姿态角变换器的功能可靠性,研制了一种基于PXI总线的高精密测试系统。姿态角变换器高精密测试系统以PXI的模块化设计为平台,各功能模块板卡即插即拔,增强了硬件上的可扩展性;整个测试台为一体式设计,内嵌显示器。软件设计中采用针对测试系统的开发软件LabWindows/CVI,采用C语言进行编写,为了充分利用系统资源,采用多线程技术,通过软定时器来控制各个线程的运行和停止,并实时刷新显示数据。实际测试结果验证了设计的可行性。     

带多充液圆柱贮箱航天器刚-液耦合动力学研究

文中以在低重环境下带多充液圆柱贮箱刚性航天器中刚-液耦合方程的建立和求解为主要研究目的。推导航天器中充液圆柱贮箱内任意点的牵连运动方程,根据壁面边界条件给出了贮箱内液体牵连晃动势的表达式;利用第二类边界条件下的傅立叶-贝塞尔级数展开法对低重力环境下的弯曲自由液面处的复杂动力学边界条件进行处理,建立以液体相对晃动势的模态坐标和晃动波高的模态坐标为状态向量的液体耦合晃动力学方程,通过积分分别得到了耦合晃动力和耦合晃动力矩的解析式;运用准坐标系下的拉格朗日方程建立以航天器主刚体姿态坐标和轨道坐标为状态向量的刚体耦合运动动力学方程,进一步联立上述耦合方程得到航天器整体系统的刚-液耦合动力学状态方程;最后,编制出适用于带多充液圆柱贮箱航天器内刚-液耦合动力学计算的模块化计算程序,通过计算实例验证所编程序的准确性的同时,研究了携带多充液箱航天器系统贮箱布局、外激励方式对航天器刚-液耦合系统动力学特性的影响。     

基于概率核函数的改进粒子滤波算法研究

针对组合导航系统中粒子滤波算法出现的粒子退化现象,在粒子滤波应用过程中引入概率核函数,通过概率核函数在粒子滤波计算过程中的应用来解决粒子衰减退化问题,同时保持粒子集合的多样性。首先对重要性采样函数进行改进设计,利用状态估计概率和量测估计概率提高重要性采样函数的信息采样全面性;然后设计随机概率统计的核函数并将其应用在重采样计算过程中;最后建立改进的粒子滤波算法并将其应用到组合导航系统工作过程中。仿真结果表明,基于概率核函数的改进粒子滤波算法可以有效地降低系统误差,提高组合导航系统导航精度。     

一种有效提高CE-1卫星卸载前后精密星历衔接精度的定轨策略

主要讨论了动量轮卸载对嫦娥一号卫星绕月轨道的影响以及这种影响对其精密星历衔接段精度的影响,分析了不同轨道改进策略下的精密星历衔接弧段的精度,认为使用2~3d的弧段进行轨道改进及卸载计算能得到较高精度的搭接星历,并通过使用实测数据进行定轨改进计算进行了验证,结果表明,该策略可以使星历衔接精度在沿迹方向(T)提高至优于100m量级。