3+1S陀螺的故障检测方法研究

在收集各类陀螺故障模式的基础上,重点讨论了卫星出现大角速度超出陀螺测量范围而出现饱和的情况,并结合卫星质量特性,给出了避免误判的对策。同时以3+1S陀螺为例,从工程的角度,给出了确定平衡方程阈值的设置过程,并针对平衡方程对陀螺漂移故障的诊断存在延迟的情况进行了改进。仿真结果表明,通过设置两个阈值,使平衡方程不仅能对突变故障进行及时有效的诊断,也大大缩短了对陀螺漂移这样的缓变故障的诊断时间。     

测量平稳变化参数时不确定度的评定

根据随机误差的特性,推导了测量平衡变化参数时评定标准不确定度的计算公式。     

熊蜂机动飞行动稳定性

针对目前飞行昆虫的动力学特性分析仅限于定常飞行,采用分叉分析方法研究了熊蜂的机动稳定性.分别以俯仰角速度和偏航角速度作为参变量,计算急停过程和急旋变向过程中各平衡点的稳定性并判断其稳定范围,分析熊蜂在不同前飞速度时的全局稳定性.结果表明:熊蜂在前飞速度为0时进行急旋变向是全局稳定的,偏航角速度为14.23rad/s<| r |<23.8rad/s具有唯一的稳定焦点,在前飞速度为2.5m/s和4.5m/s时进行急旋变向是不稳定的,这解释了飞行昆虫为何在急旋变向前降低飞行速度.熊蜂在不同速度处的急停都不是全局稳定的,会进入不稳定的大幅振荡,但发散之前具有一个约为30个扑动周期的过渡间隙,因此熊蜂由足够的调整时间.      

高超声速飞行器再入多段导引方法研究

针对通用航空飞行器(CAV)的再入飞行问题,研究了一种滑翔式再入飞行器的三自由度轨迹快速生成方法。该方法将再入轨迹分为初始下降段、过渡段和占大部分飞行时间的拟平衡滑翔段,引入拟平衡滑翔条件(QEGC),将过程约束转换成倾侧角制导律的上界。结合预测校正方法在线设计满足各种轨迹约束的倾侧角制导律,最后在计算机上进行制导仿真。仿真结果表明,该方法可快速地得到满足过程约束和目标要求的弹道。     

再入飞行器标称攻角优化设计

再入飞行器的标称攻角在弹道规划以及飞行器覆盖能力分析中起到重要作用,由于再入飞行中气动加热严重,过载和动压约束严格,给标称攻角的设计带来很大困难.针对弹道射面内最大纵程和最小总热载荷问题,在考虑热流、动压和过载约束下分别进行标称飞行攻角的优化设计.首先将过程约束转化为对控制量攻角的约束,将需要优化的标称攻角通过分段线性函数参数化,把最优控制问题转化为4个参数的寻优问题,然后利用遗传算法获得参数的初始猜想,并设计序列二次规划(SQP,Sequential Quadratic Programming)算法求解.仿真结果显示该方法能够快速获取再入标称飞行攻角,为再入轨迹优化和制导总体设计提供参考.     

高超声速流动壁面催化复合气动加热特性

针对高超声速流动壁面催化特性,计算了不同壁面催化复合系数条件下的球锥驻点热环境。引入了经验证的数值求解Navier Stokes方程的方法,在不同壁温500K～2500K的条件下分别分析了O 2和N 2气体在壁面处的催化复合气动加热特性,得到如下结论：（1） 原子复合放热将提高近壁面温度梯度,改变近壁面组分分布;原子复合放热一部分加热飞行器形成组分扩散热流,一部分加热近壁气体提高近壁温度梯度。（2） 在壁面催化复合系数较小时,原子复合放热主要转化为组分扩散加热,对于不同壁面温度,壁面催化复合系数α<0.1时,单一气体反应组分扩散热流小于总热流的20%。     

基于升速响应信息柔性转子系统的多阶多平面瞬态动平衡方法

利用升速响应信息进行柔性转子多阶、多平面瞬态动平衡方法研究.在提出柔性转子越过各阶临界转速时平衡校正量最优值算法的基础上,建立了以3次起车即可实现同时抑制多阶不平衡达到整体平衡的方法.通过所提出的平衡方法分别对双盘转子模型前2阶不平衡和三盘转子模型前3阶不平衡进行动平衡仿真研究,结果显示:该方法能在整体上有效控制转子系统的振幅波动,越过临界转速时的振幅减幅率普遍在80%左右,最低可达到60%以上.      

基于谐波平衡法的微振动被动控制动力学研究

为了探究航天器被动隔振系统参数对隔振效果的影响,用变形的三次多项式函数描述粘弹性隔振器的非线性刚度,用分数导数阶算子表征隔振器的阻尼特性,建立了微重力状态下被动隔振系统非线性动力学模型,用谐波平衡法对动力学微分方程进行求解,计算隔振系统的振动传递率,然后探讨了隔振器以及隔振对象的刚度、阻尼、质量对隔振效果的影响。研究结果表明,隔振器非线性阻尼项对系统隔振效果影响很大,被隔振对象的质量对隔振系统共振峰值的影响与非线性阻尼系数的大小密切相关。     

再入返回飞行器服务舱进200千米环月圆轨道

<正>1月13日,国家国防科技工业局透露,探月工程三期再入返回飞行器服务舱完成第三次近月制动控制,进入倾角43.7度、高度200千米、周期127分钟的环月圆轨道,继续为嫦娥五号任务开展在轨验证试验。服务舱1月4日飞离地月系统拉格朗日-2点(简称地月L2点),1月11日凌晨到达近月点,实施第一次近月制动;1月12日、13日分别进行了第二次、第三次近月制动。服务舱     

火星大气模型参数对MSL气动特性的影响

火星大气与地球大气截然不同,飞行器在进入火星时气动特性不同于地球再入. 大气模型的差异主要表现为气体组份、密度和温度等物理参数. 针对火星进入器MSL在进入-下降-着陆过程中的高超声速进入段,利用三维并行程序求解耦合真实气体模型的流体动力学Navier-Stokes方程,分析MSL进入火星大气时大气模型参数对进入器气动特性的影响. 结果表明,通过与海盗号飞行数据的对比,验证了所采用的火星气体模型和计算方法,且其与NASA的 LAURA代码气动特性计算结果也较为一致;大气模型气体性质,即CO₂环境对进入器阻力系数和俯仰力矩系数影响较大,利用空气得到的计算和实验数据必须考虑CO₂效应;密度增大促进了化学非平衡效应,但对进入器气动特性基本没有影响;温度升高大大增强了化学非平衡效应,而对进入器气动特性影响较小.