航天遥控系统准最佳地址同步码研究

指出了ＥＳＡ、ＣＣＳＤＳ标准所推荐的４２个１６位字长的航天遥控系统地址同步码，其误同步概率太大，有值得改进的必要，介绍了作者研究得出的一组６４个１６位字长的准最佳地址同步码，并且用表格详细地就两者的汉距离和误同步概率作了对比，表明其研究成果远优于上述两种国际标准中的地址同步码，此外，考虑到发展的需要，还研究出一组２４位准最佳地址同步码（共６４个），供有关读者参考。     

面向扑翼翼面运动参数的优化设计

扑翼机的飞行依赖于扑翼翼面的运动,经过优化的运动策略能够使特定翼面发挥最佳的气动性能。然而目前扑翼机设计中缺乏有效的运动参数优化方法,无法针对给定机翼确定一组最优运动参数。采用非定常涡格法(UVLM)计算扑翼气动力,与现有的实验数据进行对比,验证了气动力计算方法的准确性。基于DIRECT(矩形分割)全局优化算法,以最大化推进效率为特定优化目标,对扑翼运动参数进行了迭代优化。结果表明,通过该优化算法能够得到最优扑翼运动参数,有效提高特定气动性能;应用优化算法计算得到的平均推力与基准运动的平均推力相比,在数值上有1.04倍的提高。在设计过程中,降低气动力约束有利于扑翼运动优化,使给定扑翼翼面具有更大的推进效率,无气动力约束的最大推进效率与基准运动的推进效率相比提高了46.8%。     

欠驱动机械臂的光滑时变指数稳定

 针对一般欠驱动机械臂的运动规划和控制问题进行研究。从二阶漂移非完整约束系统的一般控制模型出发,基于李代数扩展理论,提出了二阶非完整约束系统的光滑多项式扩展概念,并进一步提出了一种二阶漂移非完整约束系统控制的指数稳定控制方法。针对欠驱动机械臂中从动关节不多于主动关节的情况,给出了一个指数稳定控制定理,并以平面2R和3R欠驱动机械臂进行了仿真。仿真结果证明了提出的指数稳定控制方法的有效性。     

利用磁强计数据确定卫星姿态的简易滤波算法

针对一类俯仰轴负向安装有偏置动量轮的重力梯度稳定的三轴主动磁控微小卫星,在分析其数学模型的基础上,将俯仰通道与滚动-偏航通道解耦,分别给出了仅用磁强计测量数据确定各通道姿态的卡尔曼滤波算法。并进一步分析了滤波系统模型的周期性,探讨了实现周期滤波增益的可行性。最后通过仿真算例验证了该滤波算法的有效性以及采用周期滤波增益的可行性。     

CFRP铣削加工三维形貌研究

碳纤维增强树脂基复合材料(Carbon fiber reinforced polymer,CFRP)是一种典型的难加工材料,其铣削加工存在表面质量差、表面形貌难以充分表征等问题,为解决该问题,开展了不同进给速度下的槽铣试验,研究了CFRP铣削表面形貌及其形成机理.结果表明,三维表面粗糙度较二维表面粗糙度能更加全面地反映...     

基于主动磁控制的微小卫星姿态控制

针对偏置动量稳定的微小卫星,提出了一种仅利用磁强计作为定姿部件,磁力矩器作为主动控制部件的主动磁控制算法。在星箭分离初期,提出改进的B-dot速率阻尼方法使卫星姿态角速率快速减小,在卫星角速率较低时,设计了加低通滤波器的PD俯仰控制律,并设计了以地磁矢量B作为判断依据的滚动角、偏航角反馈的进动控制律及基于B-dot的章动控制律。数学仿真结果表明,所设计的主动磁控方法收敛、有效。该算法具有良好的工程应用前景,对于低成本微小卫星的研究是一个有益的探索。
     

鱼骨柔性翼段线性/非线性静气动弹性对比分析

鱼骨柔性翼作为一种性能优越的主动变弯度机翼机构形式,具有弦向抗弯刚度低、翼型厚度方向刚度高的特点,其在进行大弯度主动变形时结构存在较强的几何非线性且气动弹性效应显著。针对传统线性静气动弹性分析方法并不适用于鱼骨柔性翼段的气动弹性分析问题,以Bristol大学的公开鱼骨柔性翼段模型为研究对象,采用曲面涡格法（VLM）和非线性有限元耦合的非线性静气动弹性方法,以及传统气动弹性分析中常用的平面涡格法和线性有限元耦合的线性静气动弹性方法,分别对鱼骨柔性翼段进行大变形下的静气动弹性分析,并进行结果对比。对比验证了所用曲面涡格法与XFOIL软件气动计算结果。算例结果表明:鱼骨柔性翼段大变形下气动弹性效应显著,相比传统线性静气动弹性分析方法,非线性静气动弹性分析方法得到的鱼骨柔性翼段在大变形状态下升力系数最多减少8.28%,力矩系数最多减少6.86%,且能准确快速得到真实变形结果,更具有实际工程应用价值。      

未来空战全域火力场研究

分析了未来穿透性制空（PCA）空战的发展趋势和制胜关键,针对PCA全平台隐身和分布式杀伤两大显著特征,首先,基于“以目标为中心”和“以载机为中心”2种全向攻击火控模式的有机融合和优势互补,在贯穿导弹射前、射后,覆盖多机、多弹、多目标的全时空域框架下,提出了从全局多层次视角反映协同空战多火力节点的动态和综合杀伤性能的穿透性制空全域火力场概念和设计原理,重新定义了基于截获概率及其全概率公式的空空导弹时变杀伤性能模型,并依此建立了单机火力场模型和双机火力场聚合模型;其次,通过引入场理论的“梯度、散度和旋度”3个度量指标,分别建立了火力场的空间分布、作用范围和偏转变化特性表征模型,并进行了相应的火力场仿真与特性分析;最后,初步探索了将全域火力场应用于全向攻击观察-判断-决策-行动（OODA）闭环的火控瞄准与操纵、单机隐身穿透掠袭式和双机编组协同攻击2种典型空战战术等场景的情况,证明了这一新质火控原理具备很好的技术优势和应用潜力。上述研究工作对于充分发挥新式武器装备性能,有效提高载机自由攻击和自由脱离能力,提升空战效能具有重要的作用;同时,可为将来空战分布式杀伤网的敏捷构建、杀伤链的动态组合和新...     

基于VXI总线的车载导弹发射控制记录系统研制

为了快速、可靠、安全地获得导弹飞行试验中发射时的各信号连续无遗漏数据,研制了基于VXI总线且具有事后数据回放及数据分析等功能的车载导弹发射控制记录系统。经靶场飞行试验证明,系统各测试信号的绝对误差为±4.99 mV,信号之间的时间差测量误差为±0.1 ms,发射窗口误差为0.01 s,连续记录时间不小于5 min;系统操作方便,运行稳定,高效可靠。     

基于同波束干涉测量的航天器姿态测量研究

基于地基同波束干涉测量,建立了航天器姿态测量数学模型及方程,给出了姿态解算方法,并对方程可解性与解算精度因子进行了分析。通过模拟在轨航天器轨道运行,进行了基于同波束干涉测量的航天器姿态解算数值仿真和误差分析,对解算误差和观测俯仰角的关系进行了分析和验证。结果表明,利用3个地面测站针对航天器上3个下行天线信号开展同波束干涉测量,辅以精度因子约束进行姿态解算,可以获得有效的航天器姿态信息,其精度最高可达0.001°。该方法可以作为在轨航天器姿态测量的备份手段。