直角坐标系中雷达测量方差的两种计算方法

文章提出了依据雷达极坐标测量标准差和采用雷达极坐标测量数据估计直角坐标系中雷达测量方差以及目标位置误差的2种计算方法,分别为依据目标在统一直角坐标系中各坐标分量上的标准差得到目标位置间接测量偏差的标准差法和基于直线航迹线参数估计的统计学方法。结合相关滤波方法进行试验验证表明,这2种方法应用于多雷达加权航迹融合模型中的雷达测量权值动态分配过程中,均取得良好效果,对于卡尔曼滤波器等传统滤波器和多雷达航迹关联算法也具有较高的推广和应用价值。     

航空发动机涡轮特性转换方法

针对以落压比为横坐标,流量与效率为纵坐标,并按不同等转速线区分所表示的涡轮特性在涡轮处于临界状态时换算流量几乎保持不变,使得在航空发动机数学模型中应用该形式涡轮特性通过插值求解共同工作点时存在计算效率降低的不足,根据相似理论及等熵条件下涡轮膨胀功与落压比对应关系,推导了涡轮落压比、涡轮效率与涡轮当量功的关系,并结合抛物线插值方法给出了向以转速为横坐标,涡轮当量功与效率为纵坐标,并按不同等流量线区分所表示的涡轮特性转换方法。实例转换计算表明:采用所提出的转换计算方法,可有效解决以往涡轮特性插值流量基本不变的局限,并且两种格式的涡轮特性转换相对误差小于0.65%,满足工程要求。     

二体绳系卫星系统冲击效应动力学与试验研究

为了研究冲击效应对二体绳系卫星系统动力学特性的影响，开展了基于绝对节点坐标法的柔性绳索模型及绳系卫星系统运动特性分析研究。首先介绍了绝对节点坐标法柔索模型的建立过程，并进行了动力学仿真实验，在仿真时充分考虑了柔索的轴向刚度矩阵、弯曲刚度矩阵以及质量矩阵，可在不增加计算量的同时保留系绳真实特性。最后，搭建了三自由度的二体绳系卫星地面模拟试验系统，在规格为20 m×30 m的大型气浮平台上开展了试验验证，对末尾释放阶段和初始回收阶段系绳的张力以及子星的运动状态进行了分析。验证结果表明：地面模拟试验与仿真实验相比，系绳张力误差均在5%以内，验证了该建模方法的有效性和所搭建的试验系统的可靠性，同时为绳系卫星的未来发展和地面试验的进一步展开奠定了基础。     

轴对称推力矢量控制伺服机构空间运动解耦研究

针对由发动机摆动喷管矢量控制的两个伺服机构间的牵连效应导致的伺服机构运动耦合问题,提出了一种新型空间解耦计算方法。该方法利用欧拉角描述喷管姿态,通过空间齐次坐标变换矩阵原理对两路喷管伺服机构进行解耦计算,得到了两路伺服机构的伸长量解析解,确保了控制指令的精确,并通过ADAMS虚拟样机仿真验证了该计算方法的正确性。仿真实验结果表明,此计算方法与虚拟样机的仿真结果完全吻合,计算精度高,可以对喷管任意姿态进行运动精确控制。     

极区横向地理系空间稳定型惯导算法研究

针对地心惯性系和当地地理系的空间稳定型惯导系统导航算法在极区导航失效的问题,提出了适用于空间稳定型惯导系统的极区导航算法。该算法通过伪经纬网构建了横坐标系参考框架,建立了横向地理系空间稳定型惯导系统力学编排,并在此基础上重新推导了通用的误差模型。最后,通过极点附近区域与穿越极点区域仿真分析了算法的极区有效性。仿真结果表明该算法在极点附近区域解算的伪航向角误差小于3′,伪经度误差小于4′;在穿越极点区域解算的伪纵摇角、伪横摇角误差小于0.3′,伪航向角误差小于3′,伪东向、伪北向速度误差小于1m/s,伪经度、伪纬度误差小于4.2′。该算法克服了极区导航计算溢出、误差放大等问题,提高了系统的极区导航精度,能够满足极区导航要求。     

低成本卫星测控系统性能改进方法研究

首先针对TLE更新不及时、轨道递推准确性低的问题,提出低成本卫星测控系统(LCTTC)采用卫星GPS实测数据修正站心坐标系下目标轨道方法,提高跟踪精度;其次利用接收机的RSSI功能,给出了远程获取无人值守LCTTC灵敏度、评估其性能的方法,以及获取信噪比、发射功率等状态信息的方法,对卫星实时任务过程进行监测和异常诊断,减少了故障排查时间。     

未知纬度条件下基于空间圆拟合的SINS初始对准方法

传统的捷联惯导系统(SINS)晃动基座初始对准算法,如积分双矢量方法和多矢量Wahba方法等均需要精确的纬度信息,粗对准偏航角误差较大.针对此特点,提出了一种未知纬度条件下基于空间圆拟合的SINS初始对准方法.根据重力矢量在惯性系中绕地轴旋转包含北向信息的特征,以初始时刻凝固载体坐标系作为惯性系,首先对重力矢量在凝固载体系内进行投影并滤波,对其矢量端点进行空间圆拟合,然后通过三角几何关系得到导航坐标系,从而完成对准过程.通过仿真验证,证实了该对准方法不需要已知对准点的精确位置信息,相比于积分双矢量方法与多矢量Wahba方法,偏航角对准精度分别提高了12.37'与5.10'.