几种动态模型自由飞试验技术

目前在国外应用最广泛的动态模型自由飞试验技术包括三种方法，即：水平风洞模型自由飞，垂直风洞模型自由飞和露天投放模型自由飞，分析了每种方法的关键技术问题，比较三种方法的优缺点，说明在型号设计中应用范围。最后提出几点看法，并建议尽快建立必要的试验设施，研究试验方法，加速我国大迎角／尾旋动态模型试验技术的发展，为型号设计和航空科研服务。     

用比对法检定真空计装置

主要介绍采用比对法检定真空计的装置。该装置的原理是将一支或几支需要检定的真空计与副标准真空计一起接到标准容器上，用副标准真空计和被检真空计同时测量标准容器内的同一压强，将所测的结果直接比对。该装置结构简单，操作方便，检定范围宽，效率高，主要技术指标符合国际标准化组织（ＩＳＯ）和国家有关真空标准的具体现定，可适用于真空计量二级站和基层计量单位大量常规检定。对标准装置的要求以及使用中应注意的问题和结果表示进行了讨论。     

标准环规测量不确定度分析

介绍标准环规的测量不确定度的分析方法,有助于《标准环规检定规程ＪＪＧ８９４－９５》的实行,同时也有助于测量不确定度的推行。     

载人飞船阻尼摄动模型和轨道预报精度

在正常飞行状态下，飞船保持三轴稳定和对地定向姿态，其时太阳翼指向不是气流方向，它的阻尼模型较为复杂。文章阐述了载人飞船大气阻尼摄动模型将本体和太阳翼分开处理的必要性；对中国局域网的USB跟踪测量，轨道确定和预报达到了制动返回所需要的较高精度。     

基于STM32标准外设库STM32F103xxx外围器件编程

介绍STM32F10xxx标准外设库的结构及其使用要点,在STM32103VB平台上,以Keil uVision4为开发工具,使用最新的标准外设库V3.3.0,实现串口通讯功能。     

Boundedness of Formation Configuration for Nonlinear Three-body Dynamics

The configuration boundedness of the three-body model dynamics is studied for Sun-Earth formation flying missions. The three-body formation flying model is built up with considering the lunar gravitational acceleration and solar radiation pressure. Because traditional linearized dynamics based method has relatively lower accuracy, a modified nonlinear formation configuration analysis method is proposed in this paper. Comparative studies are carried out from three aspects, i.e., natural formation configuration with arbitrary departure time, initialization time and formation configuration boundedness, and specific initialization time for bounded formation configuration. Simulations demonstrate the differences between the two schemes, and indicate that the nonlinear dynamic method reduces the error caused by the model linearization and disturbance approximation, and thus provides higher accuracy for boundedness analysis, which is of value to initial parameters selection for natural three-body formation flying.      

用于统计能量分析参数辨识的子空间方法研究

利用统计能量分析法预示航天器结构高频动力学响应时,正确估计各子系统的统计能量分析参数至关重要。论文从实验参数辨识角度,基于子空间法的统一理论框架,提出功率流模型辨识/耦合矩阵修正方法(PMI/CMA)辨识系统的内损耗因子和耦合损耗因子参数。首先利用子空间法直接由时域测试数据辨识功率流模型的等价状态空间模型,然后利用辨识模型特征参数修正初始耦合矩阵。耦合矩阵修正方法考虑了子系统间的耦合信息,并通过寻求耦合矩阵初始值相对误差的最小范数解得到修正参数。最后利用两个实际结构分别对算法进行了仿真分析并与功率流实现/统计能量分析模型修正方法(PRM/SMI)进行了对比,验证了PMI/CMA方法的有效性。     

仅用反作用轮进行小卫星姿态大角度机动

综合轮控高精度优点和小卫星高集成度与姿态机动的要求,以反作用轮为执行机构,采用模型状态轨迹跟踪法,在反作用轮速度饱和约束条件下,进行了模型状态轨迹和基于模型状态轨迹控制律的设计。此外,还针对飞轮摩摩擦等带来的常值干扰,对控制律进行了修正,以提高控制精度。仿真结果表明,此控制方法能较好地实现小卫星姿态的大角度机动。     

单轴航空涡扇发动机数学模型辨识

依据某型单轴航空涡扇发动机试车数据辨识建立了发动机的全包线、全工况实时动态数学模型。由于试车数据所含噪声较大,辨识方法采用了先建立稳态模型,进而建立实时动、静态数学模型的方法,这种方法可以通过辨识稳态点来消除噪声。验模表明,所建模型精确度很高,且能准确反映发动机性能,并满足实时性需求。     

海军战术导弹状态转移时间计算模型

状态转移时间值的大小主要由测试准备时间、因部件失效或故障而引起的维修时间等决定的。文中以完成状态转移的贮存导弹为研究对象,提出了基于贮存可靠性的状态转移时间概念,建立了基于多层次PERT-Peru网的状态转移模型,用该模型描述和仿真贮存导弹状态转移流程,利用仿真算法计算了导弹武器作战效能评估的重要参数之———基于贮存可靠性的状态转移时间。