战术导弹折叠翼两种展开方法及测试结果比较

为了满足型号设计的需要，掌握战术导弹折叠尾翼在发射初始时的展开特性，对两种折叠翼快速展开的测试技术进行了试验研究。详细说明了两种测试方法的原理，测试量之间的比较，测试结果的分析。两种方案均在北京空气动力研究所（BIA）的一座低速风洞中进行了多次重复试验比较，测试结果表明两种方法均成熟可靠，可以用于战术导弹的实际设计中。     

特征向量导数的精确截尾模态展开法

本文解决了在仅获得少数低阶模态（特征向量）的情况下，如何改进已有的截尾模态展开法，使其能完成一般振动系统的特征向量导数的高精度计算问题。算例表明本文算法是正确而有效的     

求某类超越方程根的高阶迭代公式构成方法

本文在xn处构造Taylor多项式Pk(x)代替f(x);从而将求解某类超越方程f(x)=0,x∈[a]的问题转化为计算多项式零点的问题；利用Graeffe根平方－子结式方法求出了高阶迭代公式。与各文献中经典例子比较表明，本文的方法是有效的。     

空间展开机构初步原理分析与方案构想

文章论述了空间精密展开机构的特点及设计原理，并对展开机构的支撑形式以及关键部件进行了分析及提出构想。     

基于多项式近似的空间碎片群体轨道预报算法

快速准确地分析空间碎片群轨道演化行为对于其他在轨航天器碰撞规避至关重要。在各摄动力的作用下,空间碎片群演化运动呈现出复杂的非线性特征。空间碎片群体个体数量巨大,如果通过对空间碎片群中每个空间碎片进行轨道积分来分析群体预报的方法会导致计算量过大。针对该问题,提出一种基于多项式近似的轨道快速预报分析方法。该方法将空间碎片群分为少量的标称碎片和其他大量关联碎片。针对标称碎片的轨道预报采用数值积分求解保证预报精度;而针对其他大量的关联碎片轨道预报问题,采用多项式泰勒展开半解析方法求解,从而在保证预报精度的前提下有效减少空间碎片群轨道预报的计算量。为了验证方法的有效性,对不同空间碎片群进行了轨道预报仿真。仿真结果表明,当轨道预报精度设定在1m范围内时,多项式近似算法的计算量较蒙特卡洛方法计算效率提高了2.2~17.2倍,验证了所提出方法的有效性。     

构架式可展开抛物柱面网状天线结构设计

针对具有大尺度抛物柱状反射面需求的空间可展开天线,提出一种基于四棱柱折展模块的构架式可展开抛物柱面网状天线,依靠模块驱动组件实现天线联动展开。把抛物面天线工作表面的拟合方法拓展到抛物柱面天线,采用工作面拟合圆均等网格划分径向投影获取天线支撑桁架设计的关键节点。柔性网状反射面采用双层索网结构形式,提出与前索具有较好对称性的背索网悬链线设计,前、后索网节点由支撑立柱间拟合圆弧均等分径向分别投影到抛物线段和悬链线圆弧上获取,根据前后索网节点建立索网拓扑构型,基于非线性有限元法对索网预张力进行设计迭代,获得抛物线维索网预张力与其均值的最大误差率为12.3%及柱面维索网预张力与其均值的最大误差率为7.6%的优化结果。研制了机械口径12 m×12 m样机,多次展开获得2 mm RMS以内的形面精度,验证了构架式可展开抛物柱面网状天线较优的展开性能和形面精度保持性能。     

无人直升机LPV控制律设计

针对无人直升机航迹控制要求,提出一种基于线性变参数(LPV)控制理论的无人直升机一体化式飞行控制律设计方法,通过速度、侧滑角、高度和偏航角控制通道的显模型跟踪控制,实现无人直升机航迹控制。建立了无人直升机高阶非线性动力学模型,模型中考虑了旋翼桨叶挥舞和摆振运动、旋翼动态入流、机体运动之间的运动耦合,用于检验直升机高阶运动特性对控制律性能和闭环系统稳定性的影响。由于无人直升机的非线性动力学模型是典型的周期性系统,基于简谐平衡方法进行无人直升机的配平和模型线性化计算,在速度包线内得到用于控制律设计的无人直升机LPV模型,通过凸函数优化方法求解LPV控制律的参数。基于典型直升机机动,采用数值仿真方法对LPV控制律在传感器噪声影响下的控制性能进行检验,仿真结果表明：LPV控制律在速度包线内具有良好的控制性能和鲁棒性,无人直升机闭环系统在机动飞行中满足给定的性能要求。     

基于STL的卫星可展开天线对太阳翼遮挡检测方法研究

卫星上天线尺寸越来越大,在轨展开后会对太阳翼产生遮挡。文章给出一种检测太阳翼电池片所受遮挡的方法。此方法首先分别提取天线和太阳翼电池片三维模型的STL（Stereo Lithographic）格式数据信息,STL数据包括三角形网格的法向矢量和三角形3个顶点的位置信息。然后根据需要对电池片的STL数据进行插值处理,并按照太阳翼转动角度和太阳光与太阳翼法向夹角的变化对天线的STL数据进行后续处理。之后,判断电池片的三角形网格与天线三角形网格的几何位置关系,建立太阳翼遮挡模型。该模型不须提供天线的参数信息,只需要三维模型即可完成遮挡分析。