论齐次变换的可易性

本文论述了齐次变换的可易性问题。导出了刚体在空间作一般运动时求解合成变换的一种简明而实用的方法。解决了刚体相对于定基轴作连续变换时求解合成变换所遇到的困难。同时这种变换的可易性可供实际选择。     

基于可修复故障树的民机燃油系统安全性分析

针对传统故障树和马尔科夫分析的不足,本文介绍了可修复故障树的基本原理,并以某型民机燃油系统为例,运用该方法进行系统安全性评估。根据分析的结果探讨了该方法在民机复杂系统安全评估中的适用性,供民机复杂系统安全评估人员参考。     

美国航宇局公布登月方案

美国航宇局9月19日正式对外公布了一份雄心勃勃的计划，将利用基于航天飞机推进技术的新型火箭和一种新型可重复使用载人航天器，在2018年前让美国航天员重返月球，美国航宇局局长格里芬把这种新型载人航天器形容为“服了类同醇（兴奋剂）的阿波罗”，该局这份新的规划是对美国总统布什2004年提出的太空探索新构想做出的反应，按照布什的设想、     

美太空探索公司在一级可复用方面取得新进展

2014年4月17～18日,美国太空探索技术公司进行了两次一级可重复使用技术验证：一是在其第三次国际空间站货运补给任务中对“猎鹰”9—1．1型火箭一子级进行了可重复使用技术验证,     

电子式余弹计数器设计

本文简要介绍一种电子式余弹计数器的工作原理，关键技术及其技术性能。     

HSC-2型火箭发动机试验参数仪

固体燃料火箭发动机在国防和空间技术方面都占有重要地位,但固体火箭发动机的研制对实验的依赖性很大,几乎每研制一个新的型号都必须做大量的试验,通过测试仪表对发动机的有关参数进行测量,其测量结果可以向研制者指出改进方向和提供设计数据。但是我国现在仍使用落后的模拟测试系统,在试验前要作比较麻烦的调整与标定,试验后又要对实验曲线进行人工判读和数据处理,耗费了大量的人力和时间,而且得到的数据的精度又往往是     

基于日地月信息的航天器全弧段自主容积卡尔曼滤波导航

高精度全弧段航天器自主导航是航天应用技术的发展方向,是实现航天器在轨任务执行的前提和基础。文章对仅利用日、地、月等天文信息进行航天器全弧段自主导航方法进行了研究。首先,以航天器轨道动力学方程和航天器与日地月之间的夹角信息及地心距作为自主导航系统的状态模型和观测模型,构建了非线性导航系统模型。其次,给出了全弧段自主导航算法,在日月可见弧段采用非线性容积卡尔曼滤波实现航天器自主导航,在星蚀时段利用航天器轨道动力学模型进行高精度轨道预报。最后,给出了数值仿真算例。结果表明,基于日地月天文信息的航天器全弧段自主导航精度保持在2km以内,能够满足其自主导航的要求。     

基于模糊逻辑的再入RCS控制方法

针对 RLV (Reusable Launch Vehicle)的再入控制提出了一种基于模糊逻辑的RCS(Reaction Control System).详细分析了RCS控制特性,建立了基于效率系数以及继电特性的RCS模型,提出了一种基于Mamdani模型的模糊逻辑三通道RCS控制器,该控制器利用专家控制经验,根据姿态角及角速率的偏差,产生不同的RCS控制指令输出给三通道对飞行器进行姿态控制.通过六自由度非线性仿真,验证了该控制系统与PID(Proportional-Integral-Differential)控制器相比具有更好的跟踪性能,且RCS的控制输出效率也更高.      

地月平动点拟周期轨道探测器自主导航方法研究

地月L2点的拟周期轨道可以用于实现与月球背面的持续通信,具有重要的科学研究价值和广阔的应用前景。针对地月L2点探测器所处的弱稳定拟周期轨道,论证了基于日地月信息的自主导航方法的可行性,并进行了深入分析。首先,推导了会合坐标系下带有星历的精确导航动力学方程;其次,针对弱稳定轨道不同于近地强稳定轨道的特性,在基于日地月方位信息导航的基础上,提出了三种敏感器组合方案。使用迭代最小二乘方法给出导航仿真结果,并结合非线性可辨识性理论对这三种情况下历元状态的可辨识性及可辨识度进行分析。最后,仿真结果表明,使用日地月敏感器以及对地多普勒雷达可以满足历元状态的可辨识性、导航的收敛性以及系统经济性的要求。