月球探测器姿态大角度机动的反作用轮控制

研究了月球探测器转速与控制力矩受限的姿态大角度机动问题。根据时间变尺度思想，提出了双回路反馈的姿态大角度机动控制方法。以某型月球控测器为例，对该方法进行了仿真验证。结果表明，利用该控制方法，可使探测器以期望的角速度转动，从而完成探测器的姿态大角度机动。     

关于刚体转动的角速度和角加速度的讨论

在理论力学教学中，平面运动刚体的转动与基点无关的证明过于简单，本利用矢量代数的知识，证明平面运动刚体的角度与角加速度与基点的选择无关。     

非线性PD型比例导引鲁棒性研究

为研究存在视线角速度测量噪声时非线性比例微分(PD)型比例制导方案的鲁棒性,以近距大离轴角发射和目标大机动为拦截条件,对四种视线角速度测量噪声方差进行蒙特卡罗仿真模拟。结果表明,非线性PD型比例制导方案抗视线角速度测量噪声的鲁棒性强,对机动目标拦截制导精度高,是一种具工程应用价值的高精度末制导方案。     

某固定翼螺旋桨飞机空中偏飞故障分析

以某型固定翼螺旋桨飞机空中偏飞故障为研究对象,梳理了可能造成飞机偏飞问题的诸多原因并建立故障树,通过真实案例的故障排查,详细描述了该型飞机操纵类故障的查处流程、主要方法和注意事项,有针对性地提出了维护保障建议,为日后同类型问题的检查维护与故障排除提供参考。     

下沉角速度对弹道的影响及算法研究

针对倾斜发射的轻型反坦克导弹,分析了下沉角速度对弹道高度的影响,对弹道初始下沉角速度和指令攻角之间的关系进行了研究.研究结果表明:下沉角速度与指令攻角呈线性关系,由此提出了通过下沉角速度插值指令攻角的自适应计算方法.通过这一方法解决了不同下沉角速度对弹道高度影响的问题,使导弹的末制导弹道具有较好的一致性,不但降低了控制...     

稳定尾旋特性研究的一种计算图解法

按稳定尾旋的条件对飞机运动方程组作了简化，提出了一种计算图解法和尾旋中侧滑角计算式，并用于Ｊ－７飞机稳定尾旋特性研究和验证。     

传感器装反导致“质子”号失败

7月18日,俄罗斯联邦航天局宣布,国家调查委员会的调查表明,7月2日\"质子\"M火箭起飞后不久便失败是因为箭上6台角速度传感器有3台被装反。此次发射所用的6台角速度传感器由皮柳金院士中心生产,由赫鲁尼切夫国家科研生产航天中心安装。遥测数据及对火箭残骸进行的试验和分析表明,此次失败的原因是角速度传感器功能失常,导致火箭失稳和出现     

旋转弹导引头红外角跟踪回路研究

分析了导引头红外末制导角跟踪回路的稳态性能对旋转弹跟踪性能的影响,以及起伏噪声对制导精度的影响,提出了采用二阶无静差角跟踪回路的改进办法.针对改进后的角跟踪回路,计算出了失调角和目标视线角之间的关系,并采用卡尔曼滤波将目标视线角速度准确地估计出来.试验结果表明:二阶无静差系统可以提高旋转弹的跟踪性能,且能够输出满意的制导信号,具有很好的实用价值.     

陀螺敏感轴交叉耦合对稳定平台角速度的影响分析

光电稳定平台中的陀螺装调误差影响平台角速度的测量精度。研究了速率陀螺稳定平台角速度的计算方法,重点是陀螺敏感轴交叉耦合情况下平台角速度的计算。得到了稳定平台角速度的理论计算公式,在此基础上,得到了理想情况和陀螺敏感轴交叉耦合情况下的测量计算公式。仿真和试验表明,对陀螺敏感轴的交叉耦合进行补偿,可以有效改善视线角速度的测量精度。