火星探测降落伞模型高速风洞变迎角试验技术

为获得火星探测器物伞系统动力学仿真中需要使用的降落伞轴向力、法向力、俯仰力矩系数,开展了火星探测降落伞模型高速风洞变迎角试验技术研究,研制了火星探测降落伞模型高速风洞变迎角试验装置,进行了火星探测降落伞模型高速风洞变迎角试验,获得了火星探测降落伞模型在马赫数范围0.4～0.8、迎角范围0°～25°时的轴向力、法向力和俯仰力矩系数,并对支撑干扰及洞壁干扰影响进行了扣除修正。试验结果表明：火星探测降落伞模型的轴向力系数随迎角变化较小;常规透气伞的法向力系数随迎角增大而增大,在马赫数为0.4和0.6时,低透气伞的法向力系数在小迎角时随迎角增大而减小;在马赫数范围0.4～0.8时,常规透气伞静稳定,低透气伞的静稳定性较常规透气伞减小,在马赫数为0.4和0.6时,低透气伞在零迎角时静不稳定,出现了非零配平 迎角。     

固体发动机绝热材料烧蚀研究进展

为了总结固体发动机绝热材料烧蚀方面的研究成果,梳理未来的发展方向,本文对国内外相关研究进展进行了综述。首先概述了绝热材料烧蚀的基本概念与研究意义,然后从烧蚀试验方法与装置、绝热材料烧蚀特性与机理、烧蚀模型等三个方面,对国内外有代表性和创新性的研究进行了介绍和评价。分析表明,目前烧蚀研究呈现从宏观走向细、微观的趋势,对烧蚀各子过程的研究更加深入细致,更加强调烧蚀过程中流动、传热传质和化学反应等多物理过程的耦合。未来随着高能推进剂的研发与应用、纳米材料的发展以及对精细化模型需求的不断增加,绝热材料烧蚀研究将面临一些新的挑战,也将迎来新的发展机遇。     

拦截大气层内机动目标的自适应积分滑模制导律

针对大气层内机动目标拦截的末制导问题,提出了一种自适应积分滑模制导律。基于抑制弹目视线旋转的原则,设计了一种视线转率收敛速率可调的跟踪剖面,选取跟踪误差与其积分为状态变量,采用状态有限时间收敛的积分滑模面与快速趋近律推导得到了积分滑模制导律。为了处理未知的目标机动项,提出了一种自适应算法,对目标机动项上界的平方进行估计,构成了自适应积分滑模制导律,并证明了其有限时间收敛的特性,给出了各状态变量的收敛域。最后,将制导律转换成适用于大气层内拦截的形式。仿真结果表明,所提制导律能够精确拦截机动目标,剖面跟踪误差收敛速度快,过载分布均匀,能量消耗少,并具有良好的噪声特性,易于工程实现。     

火箭冲压组合动力研究进展

对国内外火箭冲压组合动力(RBCC)研究现状与发展路线进行了总结,阐述了各国主要研究计划和取得的重要成果。系统地总结了西北工业大学航天学院在火箭冲压组合动力的研究进展和研究成果,经过近二十年的发展,完成了从发动机理论分析与原理验证、部件设计与试验到小尺度发动机地面集成验证,初步突破和掌握了宽域全流道设计、宽来流高效燃烧与火焰稳定以及模态过渡等多项关键技术,具备了开展飞行演示验证的基础。     

基于机匣信号的滚动轴承故障卷积神经网络诊断方法

针对在滚动轴承故障激励下的机匣微弱故障特征,提出了基于卷积神经网络(CNN)的故障诊断方法。利用矩阵图法、峭度图法以及小波尺度谱法3种振动信号的预处理方法,将一维原始信号转换为图像信号;利用卷积神经网络对故障进行识别。通过比较分析发现:通过连续小波尺度谱更易提取滚动轴承的故障特征,其故障识别率达到95.82%,均高于其他几种振动信号预处理方法;由于卷积神经网络可以利用深层网络结构自适应地提取滚动轴承故障特征,比传统支持向量机(SVM)方法的故障识别率高约7%。结果证明了该方法的有效性与可行性,且具有较好的泛化能力和稳健性。      

航天柔性展开结构技术及其应用研究进展

综述了航天柔性展开结构的技术特点及其在航天器中的研究应用情况,围绕航天柔性展开结构应用涉及的薄膜褶皱、充气张力结构的屈曲失稳、展开动力学、精度测试、刚化材料等关键理论和技术基础,评述了航天柔性结构技术应用中的关键问题及未来研究重点,最后给出了航天柔性展开结构技术的未来发展趋势。     

一种抑制电传系统PIO的非线性补偿方法

提出了一种不完全非线性补偿方法用来抑制电传系统飞行员诱发振荡,其补偿着眼点是电传系统内部的舵回路速率饱和。本文把新的补偿方法用于一个两回路的飞行控制系统中,其设计过程和仿真结果表明,该方法结构简单,可以有效抑制ＰＩＯ,而且不影响原有系统的正常工作,便于工程应用。     

航天器的故障建模与应用

针对航天器工程中的典型故障进行分析与建模.首先给出几种典型故障作用模式的具体数学形式,然后分别采用状态描述矩阵对执行机构和传感器故障进行刻画,其不同的取值对应上述不同的故障模式.另外,使用有界范数和凸面体两种形式对系统故障数学建模.通过对航天器工程中的部件故障建模可为故障诊断和容错设计提供必要的数学描述.最后通过实例简...     

基于姿态敏感器的地球同步轨道卫星自主导航研究

本文提出了一种基于姿态敏感器的地球同步轨道卫星自主导航方法,作为解决未来高轨道卫星自主运行的先决条件。在整个系统中,以包含摄动项的HILL 方程作为状态方程,根据由姿态敏感器给出的卫星本体相对于地球和另外两个空间天体的方位,推导出测量方程,进而用简化的推广 Kalman 滤波算法进行状态估计。仿真表明,该方法收敛速度快,精度较高,是一种可行的地球同步轨道卫星自主导航方法。     

提高微波辐射计灵敏度研究的综述

介绍影响微波辐射计灵敏度的两个主要因素 :系统增益和本机噪声。围绕这两个影响因素 ,介绍提高辐射测量灵敏度所采取的两种方法 :电的或人工的方法以及软件处理的方法。最后讨论微波辐射计灵敏度研究中存在的问题 ,并指出其今后的发展方向