仿真技术在滚动阻力测试设备研发中的应用

为保证滚动阻力测试数据的精度,需对影响设备测试性能的关键因素进行评估预测.基于检测设备的测试原理,建立了轮胎滚动阻力的数值仿真模型,通过对采集的传感器输出物理量进行算法处理,模拟多工况下滚动阻力的测试特性.改变转鼓和轮轴中心线的相对基准位置,在对测试数据差异性分析的基础上,采用一次正交回归算法对采集的数据进行误差修正.与实验室的实测数据进行对比验证,趋势性试验表明该测试模型能够正确反映滚动阻力与控制条件之间的响应关系,表明该测试模型具有较高的可靠性;重复性试验表明滚动阻力修正模型能够减小设备的系统误差,提高现有设备的测试精度.仿真结果为相关设备的研发提供了实践依据.     

包含引力辅助变轨的三体Lambert问题求解算法

对包含引力辅助变轨的三体Lambert问题提出了一种数值求解算法,分为转移轨道初始设计和终值搜索两部分.采用伪状态理论,通过简单迭代求解高精度的转移轨道初始设计结果,在此基础之上,通过数值积分在更复杂的摄动环境中,计算精确的转移轨道和一二阶状态转移矩阵,并利用二阶微分修正算法搜索最终解.经过数值算例检验,这种方法具有较高的效率和鲁棒性,可以有效解决三体系统中引力辅助转移轨道的高敏感性问题.     

基于MRP的航天器无角速度姿态控制算法

对适于不携带惯组的小型航天器的姿态控制律设计进行了研究.考虑航天器实际运行中饱和广泛存在,在控制器设计中引入饱和特性函数,为改进饱和阀限引入双曲余弦函数.用一阶无源滤波器对姿态参数进行差分,提出了基于修正罗德里格参数(MRP)的采用饱和函数和双曲余弦函数的无角速度控制律.理论分析证明了系统的稳定性,数学仿真结果验证了这两种无角速度反馈控制律的有效性.提出的控制方法也可作为普通航天器惯组失效时的备份控制律.     

基于简化误差修正的卫星姿态确定算法

针对典型的星敏感器/陀螺姿态卫星确定算法运算复杂这一问题,提出了一种基于简化误差修正的星敏感器/陀螺卫星姿态确定算法.通过对陀螺角速度进行简化修正,减少了滤波器的状态变量,降低滤波器的复杂性.仿真结果表明：该算法在保证姿态确定精度的条件下,能够减少运算量,提高算法的实时性.     

弹性飞机纵向机动飞行轨迹计算和分析

考虑气动弹性静变形计算某飞机铅垂纵向平面内的机动飞行轨迹。将飞机当作弹性体，在运用飞行动力学方程计算运动轨迹的同时，针对每个时刻，对飞机的迎角升力线斜率、升降舵升力线斜率、俯仰角速度升力线斜率、迎角俯仰力矩导数、升降舵操纵导数以及俯仰角速度俯仰力矩导数进行气动弹性修正，给升降舵一个阶跃输入，计算出弹性飞行情况的飞行轨迹，并与刚体飞行情况对比，从而说明气动弹性对飞机飞行轨迹的影响。     

论涡轮级气动和传热试验的相似准则

根据相似理论分析得出了涡轮级在无冷却气动性能试验、有冷却气动性能试验和有冷却传热试验三种情况下应遵循的相似准则，提出了在现实条件下可能采取的简化以及经验修正方法。     

电动机构可靠性探讨

概要论述了构成机械设备故障率及其数学模型的要素和形式.     

500℃以下工作用辐射温度计校准结果示值修正方法探讨

我国对工作用辐射温度计的校准使用《500℃以下工作用辐射温度计检定规程》和《工作用辐射温度计检定规程》，两本规程分别适用于温度范围在500℃以下和300～2200℃的工作用辐射温度计的检定。两本规程都规定，在检定过程中，对于温度计有发射率修正和调节功能的，应将发射率设置为1或将发射率设置为与辐射源靶面的有效发射率相同的数值。在实际工作中，很多工作用辐射温度计的发射率没有调节功能，恒为0．95，有的甚至没有标明发射率是多少，而一般计量部门的标准辐射源的发射率都为1．00。