一种用于非合作目标惯性指向轴位置捕获的绕飞方法

本文提出一种用于非合作目标惯性指向轴位置捕获的绕飞方法。该方法依据实时相对位置和目标位置确定绕飞坐标系;在绕飞坐标系中,分别采用扇形轨迹和直线轨迹设计了两类接近轨迹规划策略,利用相对位置和目标位置间的夹角进行规划策略选择,以规划得到过渡目标位置,并采用CW制导进行过渡目标位置的接近控制;为保证绕飞过程中相对测量敏感器始终有效测量,还设计了姿态指向控制律使追踪航天器x轴指向目标航天器。数学仿真校验了所设计方法的有效性。     

风洞天平动态特性多阶惯性补偿技术研究

在高超声速风洞测力试验过程中,冲击载荷或动态载荷激励测力系统结构振动,天平输出信号中包含了振动干扰量,可通过动态补偿方法进行改善,但现有方法处理方式单一,精度受限。根据测力系统结构特点,将测力系统简化为带集中质量的悬臂梁模型,应用振动理论方法,得到了该系统的自由振动解析结果。在自由振动特性研究中,考察了各个振型对测力的干扰以及各个振型加速度分布规律,提出了天平"多阶惯性补偿方法",并得到了理论补偿系数;进而利用有限元仿真和小波变换后处理方法,对该方法进行了仿真验证。结果表明,相比传统方法,该方法有效提高了天平动态性能。     

面向连接工艺随机性的惯性仪表结构变形均匀性评价与分析

针对仪表螺纹连接拧紧造成的非均匀变形问题,均匀性装配为提高仪表精度与稳定性提供了一条更为经济、适用性更强的方法。提出了一种变形均匀性的评价方法,通过共生矩阵的特征参数来表征变形均匀性程度。结合仪表关键结构——电机转子结构,建立了精细化仿真分析模型,利用数值模拟方法研究了螺纹连接预紧力工艺参数对仪表电机转子盖变形均匀性的影响。结果表明,预紧力的离散度与转子盖变形均匀性相关性不大,而预紧力的均匀分布有助于提高仪表装配精度,研究结果为精密产品螺纹连接结构设计及工艺设计提供了理论依据。     

一种大型星载雷达天线限位式压紧释放方法

针对大型星载相控阵雷达天线子板数量多、尺寸大、质量重的特点,探索一种限位式压紧释放方法。基于压紧释放机构与星体结构一体化设计的思想,进行了系统方案设计和原理样机研制。围绕样机开展了系列性能试验,试验结果表明：系统基频满足运载工具的要求,能够承受发射期间的大量级振动,可为雷达天线提供良好动力学环境,实现天线可靠压紧。运动学仿真分析表明,入轨后星体桁架能够平稳展开,顺利释放雷达天线。经验证,限位式压紧释放系统方案合理可行,功能性能满足要求,可有效支撑卫星型号研制。     

电离层中释放六氟化硫的流场及试验效应模拟

在电离层中释放六氟化硫时，释放初期的六氟化硫流速及流量等条件是影响释放效应仿真的重要因素，对仿真结果的准确性具有一定的影响.传统的六氟化硫释放引起的电离层效应仿真中并未讨论.基于Fluent流场仿真软件，针对不同释放初始条件并结合六氟化硫容器的结构，对六氟化硫释放过程中温度、压强以及喷口流速、流量等参数变化情况进行仿真计算，得到了以上参量在释放过程中的变化情况，并将其作为电离层化学物质释放三维动力学模型的初始参数，获得了更加精确的六氟化硫电离层释放效应仿真结果.      

视觉/惯性着陆组合引导方法设计与试验

为了满足复杂环境下无人机视觉着陆引导需求，通过试验分析了视觉定位方法的局限性，设计了一种基于误差状态滤波的视觉/惯性组合引导方法来解决视觉着陆引导中高延时和定位误检问题。采用时间同步方法完成视觉量测信息延时补偿，基于滤波新息自适应方差统计特性实现视觉定位结果误检判别，最后通过试飞试验完成着陆过程中视觉定位和惯性组合数据采集分析。试验结果表明视觉/惯性组合引导方法稳定可靠，能够有效提高视觉引导的实时性和连续性。     

基于浸入与不变理论的航天器姿态跟踪自适应控制

针对惯性参数不确定的航天器姿态跟踪控制问题，基于浸入与不变（I&I）方法设计出了一种新的姿态跟踪控制器。研究结果表明，传统的浸入与不变方法运用到姿态跟踪模型，存在参数回归矩阵不可积进而导致偏微分方程无解析解的问题。针对该问题，提出了一种对回归矩阵改造使其满足可积条件的方法，通过动态放缩技术消除了回归矩阵改造前后的差异对闭环系统稳定性的影响，设计出了一种新的航天器姿态跟踪自适应控制器。通过李雅普诺夫稳定性分析方法证明了所设计的控制器能够保证闭环系统的全局渐近稳定性。相对于已有的基于动态放缩法的浸入与不变控制器，设计了一种全新的缩放因子，使得控制器的执行不需要缩放因子的信息，并且也不需要惯量矩阵的先验信息。最后，仿真对比实验进一步验证了所设计控制器的有效性和优越性。     

惯性产品结构设计“三化”实践

通过对惯性产品设计"三化"规范体系的建立,阐述编制通用手册、模板和模型库的具体做法以及构建关键产品型谱等方面的"三化"情况,逐层介绍惯性产品结构设计"三化"的实践过程与方法,结合效果分析与启示,对"三化"设计进行总结,提出实施建议。     

太阳翼电爆释放冲击载荷的仿真分析和试验验证

国内航天器太阳翼的压紧释放装置绝大多数使用火工切割器作为释放的动力源,当火工切割器起爆时,会产生很大的高频冲击载荷,对压紧点附近的设备造成很大的影响。为此,文章以国内典型航天器太阳翼压紧杆式压紧释放装置为研究对象,对其冲击载荷进行分析,提出了一种仿真基础模型,通过评估火工切割器的起爆能量,避开较难分析的冲击源起爆过程,得到各个测点的冲击载荷。冲击载荷的仿真结果与试验结果进行比较,验证了仿真基础模型的有效性,并提出重点考虑火工切割器安装螺钉的建模,从而对基础模型加以修正。     

稿件要求

《导航与控制》是国家广播电视总局(原国家新闻出版广电总局)新闻出版署批准公开出版发行(CN11-5804/V,ISSN1674-5558),由中国航天科技集团有限公司主管,北京航天控制仪器研究所主办的面向全国发行的学术刊物,目前己入选“中国科技核心期刊”。它反映海、陆、空、天以及民用领域的惯性技术发展状况,刊登有关惯性导航、控制和惯性仪表的论文、动态、报告、综述、专题情报分析等文章。