卫星热网络模型修正技术进展及其改进方法研究

文章对目前卫星热网络模型修正技术的进展情况进行了总结分析 ,针对存在的问题提出了几种有关基于最小二乘法的热网络模型修正技术的改进思路和设想 ,包括参数化修正技术、分级修正技术和瞬态修正技术改进方法等 ,以解决目前工况数据不足、约束条件多、工程实现困难等问题 ,为今后卫星热网络模型修正技术研究提供技术参考     

基于某型飞行器卫星定位航迹修正算法的研究

传统飞行器航向通道比例-积分-微分(PID)控制易受各种因素的干扰使飞行器偏离预定弹道,而卫星导航技术在航空航天的领域已十分成熟。因此本文将飞行器飞行过程中,通过卫星导航技术得到的位置信息闭环到航向控制通路中,形成对飞行器侧向位置的闭环控制。该方法通过开环控制与闭环控制相结合的方式,有效地解决了卫星导航定位不稳定等问题,可以有效减小飞行器弹道精度的有效控制。     

基于响应面法的Z型管道有限元模型参数修正与模态优化

针对Z型管道布局不合理而导致共振的问题,基于响应面法对Z型管道进行有限元模型修正以及模态优化。建立参数化的Z型管道振动仿真有限元模型;采用灵敏度分析方法,选取对模态影响较大的材料参数作为设计变量,通过拉丁超立方试验设计采集样本点,构造基于材料参数的响应面,通过多目标优化修正材料参数;利用修正后的有限元模型构造基于管道布局参数的响应面,通过多目标优化算法得到了使Z型管道前3阶固有频率远离共振频率的布局方案。     

高速大重合度直齿圆柱齿轮的齿廓最佳修形研究

在对高速大重合度圆柱齿轮传动的动力性能进行计算机模拟的基础上,研究了齿廓修形对啮合轮齿间动载荷的影响,提出了确定齿廓最佳修形量的方法     

高精度重力场下回归轨道半解析优化设计

为解决太阳同步回归轨道的标称设计问题,提出一种基于高精度重力场的半解析优化方法。建立地球非球形引力摄动阶数为J15 的高精度重力场解析模型,并分离出引力摄动的长期项和长周期项。构建回归轨道从半长轴到平交点周期的对应关系,平交点周期变化随引力摄动阶数的提高而逐渐收敛。通过微分修正迭代算法所确定的半长轴相对于传统J2摄动模型的半长轴确定值具有更高的精度和更好的稳定性。考察摄动短周期项影响下的密切交点周期,结果表明其受初始位置(平近点角)影响较大,变化范围为0.015s,并由此给出精确回归轨道优化设计的基准：不同的初始位置上满足星下点轨迹严格回归的半长轴期望值。     

带集中非线性的机翼气动弹性问题研究进展

带集中非线性环节的机翼非线性气动弹性问题是飞行器气动弹性研究领域的热点和难点。经过近几十年来的不断发展,这类机翼非线性气动弹性问题的研究已经取得了长足的进步,同时也面临着新的挑战。鉴于此,综述了近年来带集中非线性环节的机翼非线性气动弹性问题的研究进展,阐述了带集中非线性的机翼气动弹性分析的建模方法、分析方法及非线性气动弹性稳定性和响应行为的规律,并讨论和总结了相关的研究成果,对今后机翼非线性气动弹性问题的分析方法和研究内容提出了展望。     

一种飞行器投放分离气动力辨识修正方法

空中投放发射的大翼面飞行器的分离轨迹与姿态受载机干扰流场影响更加明显,对分离时干扰气动数据库的准确性提出了更高要求。针对投放分离干扰气动力特点,提出了一种简化的差量气动力模型,并给出了一套飞行数据处理与参数预估计的方法。分离段飞行数据的辨识结果与六自由度飞行动力学仿真结果说明了提出的差量气动模型与相关数据处理方法的有效性。用辨识结果对气动数据库进行修正提高了数据库的准确度,可提高分离安全飞行仿真分析的精度。     

基于数字图像相关的复合材料层间剪切力学性能参数测试方法

短梁剪切（short beam shear, SBS）实验结合数字图像相关技术（digital image correlation, DIC）可实现快速识别单向纤维增强树脂基复合材料的多力学性能参数,而且能够获得复合材料单向应力状态下完整的层间剪切应力-应变行为和层间剪切强度,这对建立厚截面复合材料三维应力状态的强度准则至关重要。为研究实验设计对材料层间剪切力学参数识别精度的影响,本研究首次发展了由四台CCD相机组成的两套立体数字图像相关系统,实测SBS实验加载过程中试样前后表面标距区内应变分布情况。结果表明：由于实验夹具工装配合中存在螺纹间隙,工装刚度不足,试样前后表面剪切应变分布不对称,相对偏差可达44%。一方面提出针对试样前后表面剪切应变非对称性分布、材料剪切力学性能参数识别的新方法,通过采用DIC技术和有限元模型修正技术(finite element model updating, FEMU）,将试样前、后表面标距区的实测平均剪切应变和有限元模型相应位置处计算应变数据的方差作为目标函数进行本构参数和偏轴角度的识别,可获得材料完整的非线性剪切本构参数,且识别过程对初始参数不敏感;...     

地-月低能耗转移轨道中途修正问题研究

采用地-月低能耗转移轨道的探测器从地球停泊轨道转移到极月轨道一般需要3~4个月时间,这类转移轨道对入轨精度有较高的要求。本文对地月转移轨道中途修正问题进行了研究。文中结合地-月低能耗转移轨道的特点,给出一种分段式多目标多次中途修正方案。利用显式制导结合牛顿迭代,分别以地球和月球作为中心天体求解兰伯特问题,在假设探测器各种轨道误差的基础上进行了蒙特卡罗仿真。采用该方法一般需要3~5次中途修正能够满足月球探测器环月轨道入轨精度要求,整个转移过程燃料消耗小于传统地月转移轨道。文中给出的仿真结果验证了该方案的可行性。