一种地球同步自旋卫星红外弦宽差分定姿方法

 提出了一种定点后地球同步自旋卫星姿态确定方法,推导了它的计算公式。充分利用了定点后卫星相对地球位置固定不变的特点,只利用一个参考矢量和卫星的位置信息,就可以确定卫星的姿态,完全消除了传统定姿态方法的几何条件限制。由于本方法姿态计算过程中利用的是星上红外地球敏感器测量数据的差分值,消除了测量数据中系统差对定姿精度的影响,使定姿精度提高到0.01°,实际工程应用效果进一步证明了该算法的正确性和精度。     

航天器虚拟热试验平台的软件架构及其应用

针对我国目前航天领域型号试验任务重、成本高的特点,文章提出搭建航天器虚拟热试验平台以缩短型号研制周期、减少研发成本。虚拟热试验平台结构拟由5个单独模块组成:试验系统描述及边界条件输入模块,虚拟试验运算模块,模型修正模块,结果报表及经济性分析模块和虚拟试验数据库。另外提出了虚拟热试验平台在航天器真空热试验中的应用。     

利用红外加热笼进行低热流模拟的设计方法研究

在航天器热平衡试验中,散热面区域的低热流密度要求往往难以实现。在以往的试验中,考虑到加热笼覆盖系数对热流密度均匀性的影响,通常选用红外灯阵作为主要的外热流模拟装置。但是红外灯阵体积和热容较大,形状适应性不强,对试验容器空间要求较高。文章利用仿真的手段研究了加热笼的覆盖系数对热流密度均匀性的影响,探讨了利用红外加热笼进行低热流模拟的可行性。     

高超声速滑翔再入定向定速打击末制导算法

以具有终端落角和落速约束的小升阻比短距滑翔高超声速再入打击飞行器为研究对象,通过引入弹道调整段来实现对飞行器的初步大幅度减速,并使其满足中末制导交班条件,以解决飞行器捕获目标后难以直接对其进行定向定速打击的问题。首先设计了一种变角偏差反馈系数的偏置比例制导律,解决了末端攻击段弹道下压困难以及导引头视场稳定跟踪等问题。在此基础上,建立了一种基于攻角和弹道倾角估计的末端减速指令生成方法,有效解决了基于理想速度曲线减速控制方法精度不足的问题。因此,数值仿真结果表明该制导方案能够有效控制飞行器终端落角和落速,并具有较高的制导精度。     

考虑捷联导引头最小视场角约束的制导策略

针对高超声速飞行器捷联导引头,提出导引头最小视场角（FOV）约束问题。首先分析了导引头视线角变化规律,指出在攻击固定目标时,导引头最小视场角约束在弹道末段无法被满足,导引头将丢失目标。在此基础上,基于缩短导引头丢失目标距离的目标,提出一种满足导引头最小视场角约束的制导策略。该策略不依赖于末制导律形式,当最小视场角约束无法被满足时,改变原有制导指令,主动改变弹道轨迹以增加弹体视线角,避免超出视场范围。其次,针对飞行器过载约束,设计了制导策略切换点,在到达切换点时该制导策略将结束工作,避免末端过载过大超出约束。通过对比仿真验证了所提出制导策略有效性,能够大幅度减少导引头丢失目标距离,工程上有利于提高末端命中精度。     

机载移动端场面引导软件设计与仿真研究

为了减轻飞行员在繁忙机场场面运行的工作负荷,提升场面运行安全与效率,设计了一种基于移 动电子设备运行的场面引导软件。其采用可扩展架构和模块化功能设计,通过无线通信网络与综合场面监视系 统交联,实现场面引导功能。仿真测试表明,机载移动端场面引导软件能够为飞机在场面滑行操作提供路径引 导信息和冲突告警提示,可提升运行效率和安全性,具有一定的使用价值。     

类IXV飞行器初期再入制导与姿态控制方法研究

摘要： 针对类IXV飞行器无翼式升力体构型及采用RCS/尾襟翼组合控制特点,研究其初期再入段的高精度制导与姿态控制方法.设计带过程约束的数值预测 校正制导律以提高制导系统的鲁棒性及精确性;根据其执行机构配置特点,设计基于RCS的航向控制律及基于RCS/气动舵的纵、横向复合控制律,并采用鲁棒伺服LQR技术进行控制参数快速设计.通过蒙特卡洛打靶仿真来验证算法的精度及鲁棒性.     

浅谈大学生就业指导工作

随着高校教育体制改革的不断深入,大学生的就业压力也在逐渐增大,就业指导在高校学生就业工作中已经显得更为重要,本文通过分析高校就业指导工作的现状和存在的问题,结合实际情况,提出开展就业指导工作的几点建议.     

超音尾喷流红外抑制方案的研究

超音速发动机尾喷流的红外抑制是超音速飞行器隐身性能的重要组成部分。本文提出两种超音速尾喷流的红外抑制方案二次旋流方案与组合波瓣方案 ,并对两种方案共 7组试验件在不同的结构和二次流速度情况下进行了大量重复试验。在旋流方案试验中 ,对二次流加旋诱发大尺度流向涡进行了系统的研究 ,得到旋流角度、二次流速度等对掺混效果的影响规律 ,试验结果表明 :对于本结构方案 ,当二次流速度为 49m/s,旋流角在 3 0°左右 ,掺混效果最好 ,且随二次流流速的增加而加强。在组合波瓣方案的试验中 ,对组合波瓣用于超音尾喷流红外抑制进行了研究 ,试验结果表明可对超音尾喷流的红外起到有效的抑制作用。     

高速再入飞行器的制导与控制系统设计

 针对高速再入飞行器模型的快时变,强耦合,严重非线性的特点,采用反馈线性化方法,设计了自动驾驶仪;同时采用最优制导律设计与理想速度曲线相结合的方法,设计了能同时保证末端制导精度及速度方向、大小的制导律。最后,进行了六自由度仿真,结果表明 :设计的制导律及控制方案是合理、有效的,易于实现。