应急救生时返回舱分离后的姿态运动研究

研究了低高度大气层内飞船应急返回时返回舱的姿态运动规律。返回舱分离后以非配平攻角飞行，大分离角速度和大气动力矩作用下其飞行姿态不稳定，必须利用自身的控制发动机和受到的气动力拒使其俯仰机动定位到大头朝前的姿态（呈配平飞行），仿真表明这需要一个较长的衰减振荡过程。一种通过实时调整质心位置以改变气动力矩大小，从而达到减小振幅、改善并缩短其振荡过程的方法被提出，它为宇航员承受过载和启动回收着陆系统创造了有利条件。     

气体注入压力激励法测量卫星液体推进剂剩余量的热力学模型

通过对气体注入压力激励法测量卫星液体推进剂剩余量系统的详细热力学过程分析,建立了能满足实际测量需求的等温和绝热两种热力学模型,对具体测量模型的选用及相关问题进行了分析。     

自旋卫星姿态确定和系统偏差估计

以最小二乘为指标,应用Powell直接寻优算法,对近地轨道自旋卫星姿态确定数据进行加工处理,得出了某些系统偏差的估计值,然后再用Kalman滤波器进行滤波估计。实践证明,将此法用于可观性较弱的系统,可显著改善仅用Kalman滤波器所得的结果。     

翼型伞气动特性风洞试验研究

文章介绍了在8m×6m低速风洞中对某冲压式翼型伞进行的试验研究。文中给出了有关的技术方法,并对典型的试验结果进行了讨论。这一国内首创的风洞试验技术,可为翼型伞设计提供利用其他试验手段难以得到的翼伞操稳特性气动参数。     

仿真实验转台变参数控制器设计与实现

首先介绍仿真试验OUT型闭式转台的组成特点,叙述了其控制器原理及在仿真试中的实现形式.     

EMR系统机器人运动学分析和求解

舱外自由移动机器人是一个具有对称结构和行走能力的5自由度机器人，对于这种没有固定基座以及欠自由度的机器人，如何建立运动学关系，以便在机器人控制中简便，有效地求解关节角和关节角速度，是该系统研制中的一个关键，本文提出的方法有效地解决了这个问题，并在实际中得到了应用。     

基于PETRI网的导弹控制系统故障诊断梯形图求解法

故障诊断是保证航空航天等大型复杂系统可靠性的重要措施，故障树为此提供了一种有效的方法，但故障树是一种系统静态行为的描述方法，如何描述系统状态的动态变迁过程成为人们追求的目标，本文在论述逻辑关系的PETRI网表示的基础上，提出了系统状态动态变迁过程的PETRI网模型梯形图求解算法，进而提出了基于PERTI网的故障诊断的梯形图求解方法，并用一实例说明了这一过程。     

双组元变推力液体火箭发动机的比冲特性

变推力液体火箭发动机可以增大工作适应性和可操作性。对变推力发动机要求在变推力时具有高的比冲、稳定可靠和需要的响应特性。本文讨论了双组元变推力液体火箭发动机比冲的影响因素和在变推力情况下获得尽可能高的比冲的关键技术,介绍了登月舱下降发动机 LMDE 的比冲特性。     

实时微分控制的算法研究

实时微分控制是进行航天器轨道控制的主要方法。本文在费景高所提出的算法基础上 ,提出了一种有效的改进算法 ,扩大了算法的适用范围。文章对算法的稳定性进行了研究 ,并给出了此算法在弹道导弹显式制导中的应用实例。     

光敏推进剂激光烧蚀过程建模与仿真

相较于传统大卫星,微小卫星具有结构紧凑、质量轻便和成本低廉的特点。然而,受功率和质量负载的限制,微小卫星一般不装备推进系统,其航线也局限于近地轨道。为扩展微小卫星的功能,满足日益复杂的任务需求,需给其配备合适的微推进系统。固体推进系统具有结构简单、寿命长、可靠性高的优点,但无法重复启动。为得到可重复启动的固体微推进系统,设计了一种非自持燃烧的光敏推进剂,采用激光控制其燃烧。在背压为大气压的环境下,利用高速摄像机拍摄燃烧过程并记录燃速。之后,对光敏推进剂的激光烧蚀过程进行建模。分析结果表明:激光可控制光敏推进剂的燃烧,燃速与激光强度成线性关系;该光敏推进剂的最小激光点火强度为0.28 W/mm~2;燃速计算值与实测值的误差在10%以内,证明该数学模型具备工程应用价值。