用扭摆测试导弹惯性积的方法

描述了一种通过测量导弹在六个不同位置的转动惯量来计算导弹惯性积，进而计算导弹纵轴与主惯性轴夹角的方法。对长度较长、竖直放置在测试台上很困难的导弹，提出了将导弹纵轴 角度，间接计算纵向转动惯量的计算方法，使得在同一台设备上能测量导弹全部惯性张量。转动惯量通过扭摆法测量，在测量过程中，由于导弹转动速度很慢，可以忽略空气阻力的影响，有较高的测量精度。     

火箭内装式机载发射运载能力分析

针对内装式机载发射运载火箭的分离方案,结合分离条件及某型号运载火箭,设计了火箭分离后的发射轨道,并研究了火箭的控制规律。分析和计算表明,所设计的发射轨道可满足卫星发射需求,所采取的控制规律切实可行,与地面发射相比,可大幅度提高运载火箭的发射能力。     

低地轨道小卫星星座优化问题研究

以低地轨道小卫星星座为研究对象，着重从星座覆盖性能考虑出发，详细阐述了局部覆盖小卫星星座优化设计的一般方法与思路。针对某一类型任务对两轨道面和三轨道面星座进行了优化设计，阐述了在一定约束条件下星座优化设计的关键因素以及不同轨道面数目下星座优化的特点，并进行了仿真分析。结果表明提供的优化模型对小卫星星座设计具有理论意义和实用价值。     

双框架控制力矩陀螺奇异性分析

针对双框架控制力矩陀螺群的奇异性问题,定义了框架坐标系;提出了显隐奇点的ε-δ定义,并对奇点进行了3种分类;将陀螺群的角动量在奇点进行了泰勒展开,并定义了空转的判定条件;分析了陀螺群陷入奇异与各角动量相互平行的关系;针对定常转速且角动量大小相等的不限定框架构型的陀螺群的奇点问题,给出了内奇点必是隐奇点的严格证明.通过三正交构型20°纬度圈的最小显奇点的实例验证了内奇点必是隐奇点的论点.      

有限推力下的航天器绕飞轨道保持与控制

基于线性动力学模型,研究了有限推力下的航天器绕飞轨道保持与控制问题.首先,针对绕飞轨道控制问题推导了精确的动力学模型,给出了经过线性化的动力学方程.然后,在线性二次性最优控制理论的基础上,设计了一种针对绕飞轨道的反馈控制系统,同时为了实现有限推力,设计了一个有界的非线性环节对控制加速度进行限制.数值仿真结果证明了所设计的控制系统渐进稳定、收敛快速,并且具有良好的控制精度.最后,通过计算不同相对位置误差时轨道控制系统需用的发动机工作时间,估算了轨道维持与轨道控制的燃料消耗量.      

一种基于模态参数实时辨识方法的参数时变航天器控制方法

针对一种因挠性结构转动引起模态参数变化的航天器研究了一种基于模态参数辨识的控制方法。首先以一种刚柔耦合复杂航天器为对象,建立分析航天器的动力学模型。然后,基于该模型,采用一种基于改进递归预测器的子空间辨识(RPBSID)法模态辨识方法估计系统状态量。最后,基于辨识状态量采用无模型控制方法进行控制,通过基于MATLAB软件的仿真实验,验证了方法的有效性。     

带冷罩的自旋弹头在液氮消耗时的姿态模型

研究了带液氮冷屏蔽罩(冷罩)的自旋弹头在自由飞行段中,冷罩多孔介质层内液氮不断消耗时弹头姿态的变化规律.针对工程上无法利用数值计算直接研究多孔介质中液氮消耗对弹头姿态运动影响的问题,以均相模型分析多孔介质层内气液混合物的运动规律,建立了均相介质在离心力作用下的渗流运动方程.对此方程进行无量纲化,分析了均相介质的运动规律,得到了变质量弹头的姿态动力学模型.通过分析与仿真发现,自旋角速度随冷罩内液氮消耗而不断增大,非自旋方向角速度不为零时,其运动频率不断增大,且会产生运动阻尼,但频率变化很小,运动阻尼量级也极小,工程中可忽略冷罩中液氮消耗对非自旋方向的影响.     

弹性飞行器伺服气动弹性分析

伺服气动弹性问题是因非定常空气动力、结构弹性与飞行控制系统间的闭环耦合而引起的弹性飞行器新课题。首先,综述了飞行器伺服气动弹性相关问题;其次,考虑飞行器刚体模态与弹性模态的动态耦合,建立了弹性飞行器俯仰通道短周期运动模型;最后,通过编制软件对飞行器伺服气动弹性进行了仿真分析,并得出了相应的结论。     

空间激光干涉引力波探测器轨道修正方法

针对空间激光干涉引力波探测器轨道修正问题,提出一种基于虚拟编队构型设计的航天器轨道修正方法。空间激光干涉引力波探测器由3颗航天器组成等边三角形构型。由于入轨误差和摄动的影响,探测器的构型不稳定。假设名义轨道上运行着一颗理想航天器,实际轨道上的真实航天器与之组成虚拟编队,探测器的3颗真实航天器分别与对应的理想航天器组成3个虚拟编队。考虑探测器构型稳定性要求和摄动的影响,对虚拟编队的构型进行设计,进而求解航天器平均轨道要素修正量。求解得到的航天器平均轨道要素修正量小于偏差量,轨道修正通过四脉冲控制实现。数值仿真结果表明,该方法通过部分轨道修正满足了探测器的构型稳定性要求,具有减少燃料消耗、延长任务寿命的潜力。