联合卡尔曼滤波在无人机组合导航中的应用

提出了一种适合某型无人机GPS/Radio/DR组合导航的联合卡尔曼滤波方案.利用残差χ2故障检验法,在故障分析的基础上,设计了一种信息分配和故障处理方法.针对某型无人机结构和飞行特点,建立了包含位置信息的直接法卡尔曼滤波模型.经过仿真试验,验证了该方法的可行性.     

航天器故障诊断与容错控制技术综述

对容错技术和故障诊断技术的发展过程进行了简要综述，并在分析航天器故障诊断与容错控制特点的基础上，介绍了当前国际上航天器故障诊断及容错控制的发展现状，并分析了我国在这方面的研究现状与差距，最后对航天器故障诊断与容错控制方面有待解决的问题及发展方向发表了一些作者的看法。     

复合固体推进剂非线性粘弹本构方程的微观力学分析

在填充颗粒为弹性硬颗粒的条件下，本文成功地将Ｅｓｈｅｌｂｙ的等效夹杂理论及相应的平均化方法推广应用于研究复合固体推进剂的非线性粘弹性本构方程，结果表明，复合固体推进剂的非线性本构关系可以用基体的本构关系与一个增强系数的 积β来表示，β只与颗粒的形状，体积分数及泊松比有关。本文的结论具有重要的工程应用价值。     

高碳醇/膨胀石墨复合相变热沉多目标优化

为解决高温工作环境下电子芯片的发热问题，设计采用相变材料（PCM）的控温模块，建立相变材料的控温模块模型。相变材料选择高碳醇/膨胀石墨复合材料。借助FLUENT软件进行数值模拟，探究在相同加热功率下，加热面积对控温时间的影响。对控温模块的几何尺寸进行参数分析，将数值模拟结果用于训练人工神经网络，实现对控温时间的预测。根据芯片发热功耗、芯片尺寸，通过NGSA-Ⅱ多目标优化算法优化控温模块几何尺寸，延长控温时间，降低模块质量。最终得到一系列非支配解集，可根据控温时间需求选择合适的模块尺寸设计。针对长宽为35.4 mm、发热功率为15 W的芯片进行控温模块优化设计。环境温度为80℃，温控目标小于90℃，控温时间180 s，优化后模块减重13.0%，模块内温度与液相分布也更均匀。      

基于HLA的小卫星半物理仿真系统设计

地面仿真验证是小卫星研制过程的重要组成部分,仿真验证充分与否直接决定了小卫星的研制成功率和在轨运行的可靠性。就小卫星技术特点,结合某型号的地面仿真需求,建立基于HLA的小卫星半物理仿真系统,给出系统的组成结构、联邦间交互数据表、硬件接口单元和联邦成员设计流程等。利用设计与实现的半物理仿真系统,进行了某型号小卫星的仿真验证,结果表明,设计的基于HLA的小卫星半物理仿真系统能够较好地完成动力学与控制分系统、电源分系统和有效载荷分系统的仿真,能够较好地实现控制分系统物理设备的接入,具有较好的实际应用价值。     

远程弹滚转特性研究综述

论文阐述了鸭式布局的气动特性,分析了国内外的研究现状,总结出克服鸭舵滚转反效的方法。虽然国内外取得的成果在一定程度上可以提高鸭式布局的滚转气动控制性能,但是这些措施不适合远程弹的滚转控制,因此对于远程弹必须另辟蹊径开展新的滚转气动控制特性的研究。最后针对远程弹的滚转控制提出了几点建议。     

空间Kapton材料的原子氧、温度、紫外效应试验研究

主要通过灯丝放电磁场约束型原子氧剥蚀效应地面模拟设备模拟空间环境,对空间常用材料Kapton进行了原子氧剥蚀效应、温度升高对材料原子氧效应的影响试验以及原子氧与紫外辐射复合效应试验,对试验前后试样的外观、质量及表面形貌进行了比较,得出了材料在设备中的反应特点以及温度变化、紫外辐射对材料的原子氧效应的影响规律.同时测量了原子氧暴露试验前后、原子氧与紫外辐射复合作用前后试样的反射率和透射率,并进行了比较.      

航空发动机轴承腔热分析计算

轴承腔热分析计算的目的是确定轴承腔的热负荷和温度分布。采用二维轴对称稳态导热的有限元程序,对某型发动机中轴承腔进行了热分析计算。程序功能比较齐全,使用方便。可从AUTOCAD直接输入图形数据,用ALGOR工程软件分网译码进行前处理,用ANSYS工程软件进行后处理。选用相关经验公式计算摩擦热及换热系数。实例计算结果表明程序计算结果合理,精度满足工程要求。      

固体火箭发动机粘弹性药柱结构可靠性分析

基于Monte-Carlo粘弹性随机有限元法,分析了药柱结构的可靠度。针对直接Monte Carlo法效率较低的问题,在确定粘弹性有限元的基础上,采用拉丁超立方体抽样(LHS)技术进行随机抽样,以提高计算的收敛速度。考虑泊松比和松弛模量的随机性,结合药柱的破坏判据,研究了工作内压作用下固体火箭发动机药柱结构的可靠度及其变化趋势。算例结果表明,该方法精度高、通用性强,适合于工程应用。     

固体火箭发动机药柱点火过程结构可靠性的响应面法

结合响应面法与数值模拟方法,分析了药柱的结构动态可靠度。针对固体火箭发动机药柱有限元分析计算量大的问题,根据少量的试验点设计响应面,同时采用拉丁超立方(LHS)技术提高抽样效率,考虑药柱材料参数的随机性,引入极小化变换方法,计算了固体火箭发动机药柱结构的动态可靠度。结果表明,该方法精度较高、通用性强,能够满足工程应用的要求。