基于EM‑EKF的深空光学自主导航系统光轴偏差补偿算法

在深空探测任务中,光学自主导航的精度受导航敏感器件安装精度的影响较大。提出了一种基于期望最大化-扩展卡尔曼滤波(EM-EKF)的光学自主导航系统光轴偏差补偿算法。算法基于条件概率的思想,预先设定状态变量和观测量的统计特性参数,通过不断地最大化条件期望,得到出现概率最大的状态变量估值和光轴偏差参数估值。该算法可分为4步:EKF、固定区间平滑、求解条件期望和期望最大化,不断迭代即可得到光轴偏差估计值。以火星探测近火段为例进行仿真验证,经光轴偏差补偿后,导航精度由100 km提升至20 km以内。     

固液火箭冲压发动机燃烧室流场数值仿真

固液火箭冲压发动机通过固液两种燃料匹配工作,相比传统的固体火箭冲压发动机和液体燃料冲压发动机具有较为明显的优势.基于离散相模型和单步反应模型,采用Fluent 对设计点飞行参数下,不同结构和不同工况条件下的燃烧室两相反应流场进行了数值仿真.结果表明,燃气发生器喷管参数和进气道进气角度主要影响空气与燃气流的撞击以及头部区...     

俄罗斯典型空间对接机构及其特性

简要介绍了俄罗斯几种典型的空间对接机构,其中包括从六十年代至今,联盟号飞船所使用的三种最具代表性的对接机构,着重分析了它们的结构组成、工作原理、对接过程以及彼此之间的差别。     

空间对接机构的试验技术

简要介绍了空间对接机构在研制过程中所必须的一些基本试验类型和内容,并对所需专用试验设备做了一定的分析。     

气动塞式喷管底部压强模型研究

为了解塞式喷管底部压强特点,找出快速、准确计算底部压强的方法,实验研究了不同反压下塞式喷管的底部压强.在认识外界反压对塞式喷管流动作用机理的基础上分析如何确定不同的底部气动状态,将塞式喷管底部在不同外界反压下的气动状态划分为"三段",即底部开放段、底部闭合段和底部由开到闭的过渡段,在各段,底部压强使用不同的计算方法.把数值模拟、实验研究及塞式喷管底部自身特点结合起来,找出塞式喷管底部压强的一般规律,建立了适合于工程应用的底部压强计算模型.结合40%和20%截短塞式喷管的实验数据,验证了底部模型的正确性.塞式喷管底部流动是超声速流的大分离流动,该模型对底部压强的预示比有限差分法具有更高的精度.     

塞式喷管单元发动机实验与数值模拟研究

简要介绍固体推进剂模拟塞式喷管单元发动机实验系统，给出了实验塞式喷管型面设计方法和特征线法在塞式喷管流场计算中的应用，癖结了实验研究结果，并同数值模拟计算结果进行了比较，主要结果包括燃烧室压力，底部气锥流量，内膨胀比，侧喷管倾角，底部压缩角等对塞式喷管性能的影响，并得出了塞式喷管单元发动机推力方向与其轴线方向夹角的高度特性。     

高室压脉冲推力器设计与实验研究

为了检验高室压脉冲推力器的设计并掌握液体N2O／酒精推进剂的点火燃烧规律,进行了实验研究。可移动喷注器的动密封采用O型圈结构,推进剂的流动通道既能保证充填时推进剂的流通,又能保证挤压时不会有回流。冷试结果表明密封效果良好。测定了系统的热试时序,实现了稳态条件下的点火燃烧,燃烧室压力为2．58MPa。由于液体N2O的饱和蒸汽压较高,容易蒸发,积存在燃烧室内的蒸气造成点火压力峰比较高。     

差分流量调节推力矢量控制研究

为了了解差分流量调节实现推力矢量控制的特点,参考塞式喷管发动机XRS 2200的工作参数,对多单元直排型塞式喷管模型发动机进行了数值计算。介绍了差分流量调节的计算方法和内喷管与塞锥推力矢量变化的分析过程,计算产生的俯仰力矩。结果表明,差分流量调节时,塞式喷管轴向合力基本保持不变,不损失轴向推力性能;俯仰力矩包括轴向力和侧向力产生的两部分力矩,随差分流量调节增大而增加,有很好的偏转性能。结论可以为差分流量调节的实验研究提供参考。     

固体火箭发动机喷液熄火过程的数学分析

本文从固体火箭发动机喷液熄火过程的物理模型出发,对于熄火过程中的主要现象一传热、液滴蒸发汽化和湍流射流进行了较为系统的数学分析,它可以作为实验研究和进行计算机数值模拟计算的理论基础.     

固体火箭发动机水熄火试验研究

本文简要介绍了固体火箭发动机水熄火多次起动研究的试验系统,给出了发动机水熄火的初步试验结果。试验结果分析认为,双基推进剂比含铝量较高的复合推进剂容易实现可靠水熄火,而且有可能在较短的时间里应用于某些固体火箭发动机的多次起动,本研究为固体发动机多次起动技术的进一步深入研究打下了基础。