基于线性协方差的月球上升器主动段误差分析

提出一种线性协方差误差分析方法用于月球上升器主动段多种误差源影响分析.给出了动力上升段动力显式制导(PEG,powered explicit guidance)制导律线性化解析方法,得到了PEG 3个制导参数的线性化显式表达.在此基础上用于分析月球上升器主动段在存在初始状态偏差、参数不确定等情况下,终端时刻的高度偏差、速度大小偏差以及飞行路径角偏差.通过和蒙特卡洛的仿真对比,验证了上述线性化方法的有效性.     

基于普适变量法的火星探测器轨道初步设计及仿真

对基于普适变量的火星探测器轨道初步设计进行了研究。设计了地火转移轨道段、地球逃逸轨道段,以及基于B平面法的中途修正方法。绘制了2013年火星探测发射和到达能量等高图,将得到地火转移轨道的初始参数输入STK软件获得了空间真实摄动环境中的火星探测轨道。     

高超声速飞行器俯冲段制导与姿控系统设计

针对高超声速飞行器俯冲飞行段制导与姿态控制问题,建立基于飞行器加速度分量的三通道角速率解算模型,提出一种新颖的制导控制系统设计方法。建立高超声速飞行器俯冲段六自由度(6DOF)质心和绕质心动力学与运动模型,以目标-飞行器三维(3D)空间相对运动模型为基础,利用终端滑模控制方法和零化视线(LOS)角速率原理得到飞行器期望过载进而解算对应的俯仰、偏航和滚转角速率指令;姿控系统基于滑模控制理论完成该三通道角速率指令的跟踪并生成飞行器舵偏指令;该方法以解析模型替代传统姿控系统设计中欧拉角指令的跟踪回路,可有效降低制导与姿控系统阶数并减少控制系统设计参数,同时省略了根据气动系数反求欧拉角指令的过程;仿真结果显示,该方法能保证高超声速飞行器(GHV)精确命中地面固定目标,且俯冲飞行过程中各项状态变量均稳定可控。     

一种基于天文测速的火星捕获段天地联合导航方法

为提高火星捕获段探测器的导航精度,提出一种基于天文测速的天地联合导航方法。该方法在地面无线电测距、测速的基础上,引入探测器与恒星的视向速度作为新增观测量,采用扩展卡尔曼滤波(EKF)对探测器状态进行估计。理论分析与仿真结果均表明,与仅依靠地面无线电导航相比,采用基于天文测速的天地联合观测导航方法能有效提高探测器的位置与速度估计精度,且导航精度的提升效果与马尔柯夫最优估计理论的预测值有较好的吻合度。当天文测速精度与地面测速精度相当时,位置估计精度较地面无线电导航提高了近一倍。     

“高分四号”卫星面阵凝视相机超分辨技术

"高分四号"(GF-4)卫星是中国首颗高分辨率地球静止轨道卫星,在防灾减灾、环境监测、天气预报等领域具有重大的应用价值。GF-4卫星相机采用面阵探测器,具有凝视观测、时间分辨率高等特点。根据GF-4卫星的成像特点,对GF-4卫星影像进行超分辨重建,可得到分辨率更高的卫星影像。文章针对遥感影像超分辨率重建需要解决的三个问题:图像配准、点扩散函数(Point Spread Function,PSF)的准确测量和超分辨率重建算法进行了研究。使用了精确测量PSF的改进凸集投影超分辨重建方法对GF-4卫星在轨图像进行了验证。测试结果表明,经超分辨重建后的影像在保持清晰度和信息细节的同时,分辨率得到了较大提高。该方法在面阵凝视空间相机遥感图像的超分辨重建领域具有良好的应用前景。     

运载火箭入轨段的自抗扰预测制导方法

运载火箭的入轨段运动对入轨精度的影响很大,为避免扰动干扰,提出了一种自抗扰预测制导方法。首先,基于运载火箭三自由度模型,引入平均重力场、简化终端约束的处理形成了改进的轨迹规划算法,加快了收敛速度,能够适应在线轨迹规划的需要。然后,设计了自抗扰轨迹跟踪器,与在线轨迹规划算法结合形成了自抗扰预测制导方法。数值仿真结果表明,所提自抗扰预测方法在应对推力故障及其他典型偏差干扰时均有较高的入轨精度和鲁棒性,可为运载火箭入轨段制导控制系统的适应性提供参考。     

滤饼生长模拟及其分形特性

基于受限扩散凝聚模型(DLA),建立纤维过滤介质表面二维滤饼的生长模型。模拟中考虑了颗粒粒径分布对滤饼孔隙结构的影响。模拟结果表明,多分散颗粒形成滤饼的孔隙率小于单分散颗粒滤饼的孔隙率;由多分散颗粒形成滤饼的无因次厚度与无因次沉积颗粒数的关系仍满足线性,且σ越大滤饼的厚度随沉积颗粒数增加越快。应用分形理论对滤饼的形态结构作定量分析。结果指出,二维滤饼的分形维数与Pe数呈递增关系,纯扩散条件下形成滤饼的分形维数D=1.8400.024,纯惯性条件下形成滤饼的分形维数D=1.9950.005。     

坠撞环境下乘员伤害分析及飞机适坠性评估

为了分析坠撞环境下的机身框段和客舱乘员的动态响应以及乘员伤害情况,开展了大型飞机典型机身框段（含2套三联座椅及4名乘员假人）在6.02 m/s速度下的垂向坠撞试验,获得了机身框段结构坠撞及乘员坠撞响应数据,进行了机身框段结构坠撞破坏及乘员伤害分析,并通过可生存空间、系留强度、乘员损伤、应急撤离4个方面对飞机适坠性进行评估。坠撞试验结果表明,客舱地板下部结构发生较大变形与破坏,在货舱地板下部结构中间支撑件区域和两侧客舱地板支撑立柱与机身框连接处产生3处塑性铰;客舱区域基本保持完整,可生存空间得到保持;座椅与客舱地板导轨的连接保持完好,且乘员安全带保持在原位;乘员假人头部伤害判据最大值为31.47,腰椎压缩载荷最大峰值为3 997.2 N;乘员假人向过道倾斜,过道仍保持通畅。通过飞机适坠性评估,在6.02 m/s的垂向坠撞速度下,乘员伤害风险较小。     

小发动机钨渗铜喉衬的烧蚀冲刷探讨

在长时间工作的小型发动机中,会发生钨渗铜喉衬的严重冲刷和烧蚀.本文针对此问题进行了分析和试验,提出了解决问题的技术途径.分析和试验表明:采用较大的进口角,适当小的曲率半径的喉部型面的喷管,具有抗冲刷、耐烧蚀和高效率的优良特性.