基于无迹卡尔曼滤波的空间目标双星定位方法

利用双星对空间目标的观测角进行目标定位,可以很好地避免地基探测系统探测弧段短的缺点。研究了基于动力学滤波的双星定位方法,介绍了无迹卡尔曼滤波的基本原理,建立了考虑地球非球形J2项引力摄动的空间目标动力学方程和基于无偏量测转换的双星观测方程。通过仿真比较两种滤波方法在相同条件下对目标的定位误差,可知无迹卡尔曼滤波方法在收敛速度和定位精度上均优于扩展卡尔曼滤波方法。     

某型安全活门低温漏气故障分析和改进

为解决某型飞机高空飞行后座舱盖气动系统内存储的氨气大量泄漏的问题,通过对该系统的减压器组件返修件开展工作环境模拟试验,确定故障原因为某型安全活门在低温条件下异常开启,进而对该型安全活门的产品结构原理、零件受力状态和低温环境影响进行分析研究。论证了安全活门壳体尺寸控制不当、弹簧预紧力偏大、安全活门内部间隙过小,在低温作用下活门橡胶面收缩并脱离阀口是导致泄漏的根本原因。提出了在产品维修过程中,采取合理控制壳体的装配尺寸及活门内部间隙,并通过带压低温试验来模拟实际工作条件验证产品工作性能的措施,能够有效降低同类故障的发生率。     

空燃比对含硼固冲发动机补燃室燃烧影响

进行了缩比发动机直连式试验研究,在燃气发生器试验和冲压发动机试验中对尾焰进行喷水收集残渣,研究了空燃比对含硼推进剂固体火箭冲压发动机性能的影响,并将试验结果与数值模拟结果进行对比。结果表明,研究的含硼推进剂配方具有良好的低压点火特性,并具有较高的喷射效率;冲压发动机尾焰中硼燃烧产物的直径都在5μm以下;当空燃比很高时,发动机虽能正常工作,但燃烧效率和喷管效率都很低。     

助推-滑翔导弹总体一体化优化设计

综合考虑固体火箭发动机设计、弹道设计和总体特性相互作用和相互影响,建立了新概念助推-滑翔导弹总体一体化设计优化模型和系统分析模型.应用遗传算法优化了19个设计参数,并与弹道导弹优化结果进行了比较.结果表明,助推-滑翔导弹具有很强的机动突防能力,且具有增程能力.     

基于环路滤波器的低复杂度LMS算法设计

研究利用多天线结构对测控信号内存在的干扰进行对消和信号增强的技术。首先介绍传统空域干扰对消算法LMS，以及LMS的诸多改进算法，分析当前这些LMS算法在强干扰存在时收敛稳定性和收敛速度之间的折中关系以及参数调节的难度，分析了定步长和变步长LMS算法的优劣。针对变步长LMS由于动态环境以及大功率干扰的存在引起的收敛速度变慢和步长计算复杂的问题，提出了一种基于二阶环路滤波器累计误差的低复杂度LMS算法LF-LMS，该算法弱化单次误差的不稳定性并提高累计误差的稳定性，利用大步长和可变误差以实现快速收敛并缩小进入稳定状态后的误差波动，且计算量较小，可以有效应用于DSP工程实现，并通过仿真验证了算法在收敛速度和动态环境下的鲁棒性。     

基于浸入与不变理论的航天器姿态跟踪自适应控制

针对惯性参数不确定的航天器姿态跟踪控制问题，基于浸入与不变（I&I）方法设计出了一种新的姿态跟踪控制器。研究结果表明，传统的浸入与不变方法运用到姿态跟踪模型，存在参数回归矩阵不可积进而导致偏微分方程无解析解的问题。针对该问题，提出了一种对回归矩阵改造使其满足可积条件的方法，通过动态放缩技术消除了回归矩阵改造前后的差异对闭环系统稳定性的影响，设计出了一种新的航天器姿态跟踪自适应控制器。通过李雅普诺夫稳定性分析方法证明了所设计的控制器能够保证闭环系统的全局渐近稳定性。相对于已有的基于动态放缩法的浸入与不变控制器，设计了一种全新的缩放因子，使得控制器的执行不需要缩放因子的信息，并且也不需要惯量矩阵的先验信息。最后，仿真对比实验进一步验证了所设计控制器的有效性和优越性。     

凝胶自燃推进剂着火及火焰试验

为研究撞击式喷嘴凝胶自燃推进剂着火及火焰特性，在单喷嘴矩形燃烧室内进行了凝胶一甲基肼/四氧化二氮（MMH/NTO）喷雾燃烧过程试验研究。试验采用撞击角为75°、90°、105°的两股互击式喷嘴和撞击角为90°的两股燃料撞击一股氧化剂（F-O-F）、两股氧化剂撞击一股燃料（O-F-O）三股互击式喷嘴，首先结合高速摄影与纹影技术拍摄了燃烧过程纹影图像，随后采用高速摄影直接拍摄了燃烧过程火焰自然辐射发光图像。通过图像处理，提取了火焰着火距离、火焰轴向传播速度、火焰夹角以及反应距离，并分析了喷嘴类型、燃料射流速度的影响。试验结果表明，凝胶MMH/NTO燃烧主要发生在液膜破碎成液丝之后，射流速度越快，燃气扩散速度越快；凝胶MMH/NTO推进剂采用撞击角为105°的两股互击式喷嘴时着火距离最短；凝胶MMH/NTO着火时火焰轴向传播速度随燃料射流速度增加而增加，撞击角为90°时火焰沿喷注面下游传播速度较快；凝胶MMH/NTO稳态燃烧时火焰夹角随燃料射流速度增加而增加，反应距离随燃料射流速度增加而减小，其中撞击角为90°的两股互击式喷嘴火焰夹角最大，撞击角为105°的两股互击式喷嘴反应距离最短。     

10 cm ECR中和器性能优化实验研究

针对电子回旋共振(ECR)中和器性能无法满足实际应用需求的问题，开展了10 cm ECR中和器的性能优化实验研究，在分析现有ECR中和器内部结构的基础上，提出新的结构改进方案。通过改进ECR中和器的电子束流引出对比实验，得到了中和器结构对束流引出性能的影响规律。优化后的ECR中和器性能实验表明：相同条件下ECR中和器束流引出大小与气体流量大小不成正相关，但随着微波功率的增加而增加。性能实验得到的中和器最佳工作和性能参数为：微波功率为10 W、氙气流量为0.5 sccm，收集板间距为5 mm时，在50 V引出电压条件下能够引出127 mA的电子束流。     

气动引力辅助的火星自由返回轨道设计方法

为更准确地描述大气飞行过程，提出一种三段式大气飞行模型，将大气飞行段分为下降段、平飞段和上升段，使用大气飞行角和航迹角描述飞行过程，并建立了相应的计算模型。对“地球-火星-地球”、“地球-火星-金星-地球”和“地球-金星-火星-地球”自由返回轨道序列的优化结果表明，三段式模型可以准确描述气动引力辅助过程，同时气动引力辅助技术可以有效提升自由返回轨道性能，如减少转移时间，降低燃料消耗等。