遥感卫星在轨微振动测量数据分析

介绍某遥感卫星的在轨微振动测量方案,并从背景噪声、扰动源特征、星体结构传递特征三个方面对测量数据进行分析。由测试数据发现,控制力矩陀螺（CMG）和动量轮引起的局部扰动较大,而传递至有效载荷处的扰动主要由CMG和双轴天线引起。星体结构对微振动有良好的衰减作用,有效载荷安装面的响应相对于振源得到了大幅衰减。     

低空突防实时仿真中DED数字地图的地形提取技术研究

DED地形文件格式是MutiGen公司的专有数据格式,尚无关于其数据存储格式的详细说明,为在低空突防实时仿真系统中应用DED地形数据构建地形探测雷达模型、验证突防算法,通过实验分析得出DED地形文件信息存储格式,给出了地形数据提取与坐标转换的算法,有效地克服了低空突防实时仿真中缺乏大范围高精度地形数据的问题,解决了数学仿真和视景仿真地景完全匹配的难点问题。     

干扰机应对自适应捷变频雷达的一种干扰方法

雷达干扰机与雷达抗干扰相互促进发展,现在自适应捷变频雷达具有很强的抗窄带瞄准式干扰和宽带阻塞式干扰的能力。文章中提出了现有干扰机对自适应捷变频雷达实施干扰的一种新方法及实施方案——频谱拖引。     

玻璃熔窑无模型自适应控制系统的设计

无模型自适应(MFA)控制是一种新型的自动控制理论和技术,它不需要过程模型,是解决复杂的工业过程控制有效的方法。玻璃熔窑是一种典型的工业窑炉,玻璃融化是一个复杂的过程,目前广泛采用的控制算法是PID控制器。本文提出一种基于MFA控制器的玻璃熔窑控制系统,取代传统的PID控制方法。在MATLAB环境下建立系统的仿真模型,仿真结果表明,该控制器能够更好地实现控制玻璃熔窑的控制,在一定程度上克服了传统的算法的缺点。     

一种星下点精确重访约束下的轨道设计方法

针对给定星下点的精确重访轨道设计,提出了一种已知两星下点精确重访约束下的圆回归轨道设计方法。分析了卫星的地心矢量同星下点地心矢量的关系,将精确星下点重访约束轨道设计问题转换为惯性坐标系内的一个动矢量同动坐标系内一个定矢量在惯性系下的重合问题。建立了不同轨道参数各自对应的目标函数,通过对目标函数零点的搜寻确定相应轨道参数,完成轨道设计。计算及仿真结果表明,所提出的构造目标函数并搜索零点的方法能够设计出满足约束条件的轨道,达到了预期目标。     

MEMS陀螺旋转导航误差的分析与仿真

目前基于高精度陀螺导航的旋转调制技术研究及应用已相当成熟,为实现低成本、低精度微机电系统(MicroelectromechanicalSystems,MEMS)陀螺的高精度应用,文章引入旋转调制技术。对旋转调制前后导航误差进行了理论分析和仿真,对比了相同条件下对不同精度陀螺的调制效果,分析了影响陀螺误差调制的因素。仿真结果表明,相同条件下低精度MEMS陀螺的旋转调制效果比高精度陀螺更加明显,在100s内导航误差降低了30%以上。另外,对旋转导航误差的分析表明,研制高精度旋转调制转台是提高MEMS陀螺旋转调制精度的关键技术。     

超声电喷推进机理研究

超声电喷推进是一种新型的电推进技术,主要用于解决胶体推力器等电推力器发射点集成困难、发射点数密度低的问题。通过将超声振动产生的大量微细驻波作为发射源,超声电喷推进将从根本上提高发射点的数目和密度,形成较大的推力密度。文章对超声电喷推进的发射机理进行了研究,得到相应的理论发射模型。通过对发射表面上微细驻波的形成过程、带电液滴的分离过程进行理论分析,建立了静电场条件下微细驻波波峰临界状态的平衡方程,推导出微细驻波波峰局部半径以及发射液滴尺寸的理论解,并提出了发射电流、比冲和推力的估算方程。在此基础上,分析了极间电场强度、超声振动频率、超声振动功率、推进剂性能黏度、推进剂表面张力系数和电导率对超声电喷推进性能的影响规律,并进行了试验验证。     

二氧化氮催化硝化甘油分解机理的数值计算

采用密度泛函理论（DFT）在B3LYP/6-31+G（d,p）水平上模拟计算了NO₂对硝化甘油（NG）催化分解的反应机理。通过与O—NO₂均裂、HNO₂分子内消去反应对比发现,NO₂分子对NG分解反应有显著的催化效应;NG的催化分解途径有α-H夺氢催化和β-H夺氢催化,计算得出2种途径的反应能垒分别为105.337 k J/mol和124.381 k J/mol,说明α-H夺氢催化更容易发生。     

Starship新型舵面形式气动特性数值模拟

作为新型垂直起降的载人航天器,Starship采用了新型舵面控制方式,其通过前后两组可沿轴线方向偏转的翼面来实现对机体的控制。通过CFD数值模拟手段对该种舵面形式的气动特性进行了系统研究,得到了该种舵面偏转方式对飞行器升阻力和三轴力矩的影响,并分析了其内在机理。在小攻角下,Starship后翼为操纵面,其偏转对控制力系数的影响较为显著,偏转角度与控制力系数基本成线性关系;前翼偏转则对阻力系数的影响较为显著,偏转角度与阻力系数基本线性相关。后翼偏转角与俯仰力矩系数和滚转力矩系数的线性相关性较好,对偏航力矩系数也有耦合影响。前翼的偏转对偏航力矩系数的影响显著,同时与滚转力矩系数和俯仰力矩系数的耦合较小。在大攻角下,尤其是在着陆阶段攻角大于90°的情况下,传统的襟副翼控制方式失效概率高,而新型舵面控制形式前翼和后翼偏转与三轴力矩系数的相关性仍非常强。其对于俯仰通道、滚转通道和偏航通道均能保持良好的操纵特性。     

基于QSS的自适应多步校正算法及其在柔性航天器动力学中的应用

量化状态系统（QSS）算法是一种基于状态变量离散化的数值积分方法,该方法与基于时间离散的传统方法显著不同,QSS通过计算状态变量每次跃迁所需的时间来推进下一步的积分。在求解非刚性常微分方程时,QSS算法比传统算法更具优势,但它不适合求解刚性问题。为此提出一种基于QSS的自适应多步校正算法（AMCQSS）,该算法以QSS为基础、结合隐式多步法思想,在计算过程中可以自适应选择二步法或三步法,以有效提高求解刚性问题的精度和效率。通过对柔性航天器动力学的仿真求解,验证了算法的可行性。将该算法与ODE23tb、ODE15s、ODE45以及QSS等算法进行对比,结果表明AMCQSS算法既能保证求解的效率及精度,又具有较好的收敛性和稳定性。