一种末端能量管理段结合PD控制的 标称轨迹制导律

摘要： 为了提高制导律的精度和适应性,针对大升阻比再入飞行器的末端能量管理段(TAEM段)的飞行特性,提出一种飞行轨迹制导律.该方法的制导律由标称制导指令和PD控制指令两部分组成,标称制导指令由离线生成的标称轨迹的几何特性结合飞行器的飞行状态实时生成,PD控制指令则由飞行器当前飞行状态与期望飞行状态的误差计算生成.该方法经数学仿真表明,具有较好的控制效果.     

磁带机运转对星载CCD相机成像的影响

利用Ｌａｇｒａｎｇｅ方程,建立了磁带轮转动和卫星姿态振动相互影响的仿真模型,并用数值计算方法计算了卫星的姿态振动,仿真分析了对星载线阵ＣＣＤ成像质量的影响。     

空间相机热平衡试验温度预测方法改进及应用

为实现对航天器热平衡试验平衡温度的预测,建立了热平衡温度预测的方程式,对影响预测结果的各参数进行了分析。首先,由节点网络法推导出平衡温度表达式,介绍了其基于非线性最小二乘法的求解过程,建立了平衡温度的迭代方程;其次,结合大量的试验数据,对影响迭代结果的3个因素进行了统计分析,并最终确定了各因素的合理取值范围;最后,利用温度预测程序对某空间相机热平衡试验中低温工况的平衡温度进行了预测,并与试验结束后的结果进行了对比。结果表明,预测温度与试验数据的误差为±1℃（在3%之内）,满足精度要求,对热平衡温度准确的预测有效的缩短了试验时间,节省试验费用。     

弹道相机水平投影交会测量法的改进及精度分析

介绍弹道相机数据处理的水平投影交会测量法,提出了加权平均水平投影交会测量法,并分析了两种方法的交会精度,得出加权平均水平投影法可显著提高交会精度的结论。     

铝合金硫酸阳极氧化膜棕红色印迹成因分析

为了探索铝合金硫酸阳极氧化膜棕红色印迹的成因,通过模拟生产加工过程和贮存环境等试验研究,认为阳极氧化膜棕红色印迹的形成与氧化膜被酸性物质污染、氧化膜封孔处理后清洗不彻底、氧化膜受到溶液浸泡等因素有关。提出了清洗、防污染等应对措施。     

国外大型太阳模拟器研制技术概述

国外航天大国均建有大型太阳模拟器,并在空间探测技术研究中发挥着重要作用。文章介绍了国外典型大型太阳模拟器,给出了其达到的技术指标,较系统地总结了国外大型太阳模拟器研制技术和经验,如准直镜、灯室和光学装校等关键技术的设计思路和解决途径,为我国研制大型太阳模拟器提供了技术借鉴和参考。     

KM6水平舱综合复压系统设计与仿真分析

综合复压系统是载人地面试验设备的重要分系统之一,主要用于载人试验一旦出现重大故障和事故时,对试验舱进行紧急复压,让舱体迅速恢复到正常大气压力环境。文章介绍了KM6水平舱综合复压系统的流程设计;对系统的紧急复压能力进行了数值计算和仿真分析,其结果与系统调试结果基本吻合。表明仿真模型的建立及分析正确可信,综合复压系统流程设计能够满足设计要求。     

双密封结构的泄漏理论及其应用研究

建立了双密封结构系统的数学模型 ,通过理论分析和数值计算 ,揭示了双密封结构系统正压泄漏的漏率、漏量与泄漏时间关系的规律及其影响因素的结论。这些研究结果可用于双密封结构系统的设计、检漏和泄漏安全评估 ,以理论指导实践。     

多控制面机翼阵风减缓主动控制与风洞试验验证

针对某大展弦比多控制面弹性机翼风洞模型,分别从频域和时域进行阵风响应分析和阵风响应减缓控制律设计.采用经典控制理论设计控制律,通过操纵位于0.6和0.8翼展处的内外侧控制面减小由正弦阵风引起的翼尖加速度(WTA).低频段的阵风减缓的数值分析与风洞试验结果均表明:多控制面的阵风减缓效果优于单控制面.当来流速度为14 m/s时,针对频率为2～5 Hz的阵风,采用多控制面得到的WTA减小10%～24%;当来流速度在8～16 m/s时,针对频率为2 Hz的正弦阵风,闭环状态下的翼尖加速度减小10%～40%;结构有限元模型与真实模型存在工程允许的误差导致理论与试验结果存在一定的误差.本文的工作对工程实际中采用阵风减缓技术具有参考价值.     

基于线性稳定性理论的转捩控制试验

 使用线化稳定性理论研究了某后掠机翼试验模型在风洞试验条件下可能的试验结果。在当前试验条件下,三维边界层中横流驻波的不同波长扰动发展趋势不同,根据理论分析和数值计算给出了最大放大率波长为4.0 mm。通过升华法试验验证了理论分析与数值计算结果。在试验中使用丝网印刷技术在后掠机翼前缘添加粗糙带,成功地引入了理论计算的最大放大率波长。根据预期影响了三维边界层的转捩。