无依托状态加速度计的新型标定方法

为解决加速度计性能参数时变性的问题,提出了无依托状态下加速度计标定方法.在无需借助转台等传统标定设备、无需拆卸惯性元件的条件下,充分利用惯导系统(INS,Inertial Navigation System)自身资源,以静基座初始对准获得的准确姿态信息为前提,利用当地重力g作为标定基准,考虑到误差模型非线性的特点,引入非线性寻优策略辨识零位偏差,将误差模型蜕变为线性后,运用线性最小二乘方法辨识安装误差矩阵和刻度因数误差,从而实现加速度计关键参数标定.数值仿真结果显示:经过标定后加速度计测量误差可减小20倍,说明在无依托状态下具有工程实用价值.      

基于投影法的双后掠乘波体气动性能

双后掠布局能有效改善乘波体低速时的气动性能不足。为了获得双后掠乘波体,目前常采用的是定前缘型线的吻切锥乘波体设计方法,但该设计方法存在设计过程复杂,激波出口型线与理论不一致等问题。而采用直接投影获得双后掠乘波体的设计方法可以解决上述问题。为了系统研究基于投影法的双后掠乘波体的气动性能,使用CFD方法分析了采用该方法生成的双后掠乘波体在高超声速与低速时的气动性能。结果表明,该方法获得的乘波体在高超声速下的气动性能与定前缘型线的双后掠乘波体相当。且此方法仍保留了高超声速下"波效应"引起大攻角非线性升力、低速下"涡效应"有效提高升阻比等双后掠乘波体的优良气动特征,为基于投影法的双后掠乘波体的工程应用提供了指导。     

筒式偏心在轨分离角速度抑制方法

筒式偏心在轨分离是一类特殊的在轨分离问题,小卫星偏心安装而产生的分离力矩将导致分离角速度,进而影响小卫星的分离指向精度,甚至导致释放平台姿态失稳。而常规的姿态大角速度机动、姿态快速稳定控制方法难以在小卫星出筒前的极短时间内完成分离角速度抑制。因此,进行了卫星筒式偏心在轨分离动力学分析,基于分离角速度的产生,提出了抑制分离姿态干扰的前馈控制力矩法和角速度预偏置法。在此基础上,推导了关键控制参数的近似计算公式,给出了控制量的优化求解方法,并分析了控制干扰因素对抑制结果的影响。最后,通过仿真算例分析,对比验证了两种抑制方法的有效性,并给出了其工程应用的建议。     

优化镍基高温合金X-750热处理工艺参数的非线性超声无损评估方法

为了获得更好的材料性能,需要对热处理工艺参数进行精确地优化。非线性超声无损检测技术是一种可以有效表征材料微观结构状态变化的评估方法,可以用来评估、优化热处理工艺参数。利用非线性超声波对热处理后的X-750合金材料进行评估,根据超声传播的非线性响应不同,对材料的性能变化做出判断,并与线性超声检测技术的评估结果进行了对比研究。研究发现经过热处理之后,材料性能显著提高,在其中传播的超声非线性响应则明显下降。材料经过热处理后性能提升越大,其声学非线性响应就会变得越小。根据超声波传播的非线性响应定性评估了3种不同的热处理工艺,明确了最优的镍基高温合金X-750退火工艺参数。研究证实了非线性超声方法的敏感度优于传统的线性超声评估方法,可以对材料的热处理效果进行无损评估,从而对热处理工艺参数进行优化与完善。     

电磁多尺度和非线性效应分析

微观尺度上的结构和电接触特性对于宏观尺度上的电磁特性具有重要的影响.针对多尺度结构的非线性无源互调(PIM)无法用频域方法直接计算的问题,提出了基于Floquet理论的全波方法,对具有周期性微观结构的多尺度电大尺寸问题进行计算,从而准确地计算其电特性.此外,将产生非线性的金属结的等效电路模型引入到全波分析方法中,通过全波方法与等效电路方法相结合的方式来分析多尺度结构的无源互调问题.数值计算结果表明该方法可以有效地评估微观结构对于宏观结构电性能的影响,并解决了时域方法求解电大尺寸微波部件产生的计算累积误差较大这一难题.      

NPF算法在X射线脉冲星导航中的应用研究

针对X射线脉冲星导航中航天器模型的强非线性、高阶模型不确定性等问题,提出应用非线性预测滤波(NPF)算法实时估计航天器的轨道信息。首先,建立具有模型不确定性的X射线脉冲星导航定轨指标函数,优化得到满足指标函数最小的系统模型误差值,通过降低模型不确定性的影响来提高航天器自主定轨精度。对STK生成的“火星探路者”和“金星快车”及“北斗一号”三种航天器轨道数据进行分析,仿真结果表明,该算法比EKF算法具有更高的定轨精度,能够满足深空以及近地轨道航天器的自主定轨精度指标要求。     

基于干扰估计的航天器大角度姿态机动鲁棒次优控制

针对存在系统参数不确定与外界干扰的航天器大角度姿态机动问题,提出一种基于干扰估计的鲁棒次优控制方法。该方法通过引入总干扰的概念,将不确定参数与外界干扰对系统的影响统一为各控制通道总干扰,而后采用非线性干扰观测器实现对系统总干扰的估计;借鉴状态相关的黎卡提方程（SDRE）方法,将系统模型改写为状态相关的线性形式,并采用近似方法实现基于干扰估计的次优控制参数的在线求解。通过对航天器大角度姿态机动问题的仿真分析,校验所提方法不仅较传统SDRE方法计算效率更高,而且较大程度上提高系统对参数偏差与外界干扰的鲁棒性能。     

自旋导弹飞行共振稳定性研究

弹体滚转时,结构不对称等因素会对导弹的角运动产生周期性的强迫干扰。针对自旋导弹飞行过程中的周期性干扰和非线性气动特性,建立了非线性弹体角运动模型。在此基础上,采用多尺度法对自旋导弹的受迫角运动方程进行了求解,得到了近似解析解并研究了其稳定性。研究表明,当弹体转动速率接近固有频率时,气动非线性项及干扰项都将影响弹体角运动的稳定性;分析结果显示,合理地设计气动外形可避免共振不稳定的发生,这对自旋类导弹的工程研制具有一定的指导性意义。     

柔性飞机大变形状态飞行载荷分析

飞行载荷分析中综合考虑了结构大变形的几何非线性效应以及曲面气动力效应.飞机结构由相互连接的可以表征任意变形的几何非线性欧拉梁表示,升力面由展向以及弦向分布的涡环网格表示.计算时通过曲面网格动态跟踪结构的变形不断修改气动力影响系数矩阵,反复迭代求解气动力和结构变形直至结构变形收敛.给出了风洞试验机翼模型以及无约束定常平飞模型算例.计算结果表明:在小变形阶段该方法与线性计算方法的结果基本一致,非线性效应不明显;大变形阶段由于曲面气动力的非线性效应,计算结果与线性方法的有显著差别.分析表明该方法在大变形阶段的计算结果比线性结果更为合理,数值计算时间短,适合于工程快速分析.     

单输出系统的能观性度量方法及其应用研究

针对单输出非线性系统,基于现有能观性理论并利用条件数给出了能观性指数的定义 ,以此来衡量系统的能观度。将该能观度分析方法用于圆型限制性三体系统,按参考轨迹给 出了航天器各位置分量对系统状态的能观度,相关结果以及分析方法本身可为复杂环境下航 天器导航系统观测变量的选择提供参考。