单周期冲跃飞行轨迹性能参数影响程度分析

对高超声速飞行器的单周期冲跃飞行轨迹进行了研究。建立了动力学模型和约束条件。仿真分析了升阻比、初始速度和初始弹道倾角对飞行轨迹性能的影响,并讨论了影响程度,确定了适于该飞行器的最佳飞行走廊,为后续的冲跃飞行轨迹完整设计和优化提供了参考。     

基于ARIMA模型的拉萨降水量时间序列分析与预测

应用差分自回归滑动平均模型（ARIMA）模型对西藏拉萨地区1969年至2009年的年降水量资料进行建模分析。建立的模型通过了参数的显著性检验和模型的显著性检验。模型的实证分析表明在短期内模型具有较高的预测精度,ARIMA模型可以较好的应用于降水量的预测,对相关部门采取措施应对自然灾害提供了理论支持。     

基于扩展卡尔曼滤波的机动目标跟踪研究

针对雷达导引头跟踪机动目标问题,建立了一种适于高机动目标探测的非线性系统模型,采用扩展卡尔曼滤波算法推导适用于弹载脉冲多普勒雷达机动目标探测的滤波模型,用以估计俯仰失调角、方位失调角、弹目相对速度和距离等信息,利用系统数学模型对目标加速度及弹目视线角速率进行解算估计。对标称弹道和极限弹道的跟踪仿真表明,所建立的系统模型和滤波设计方案,能够处理真实飞行中存在的部分信息缺失问题,对于极端情况下的遮挡问题也能在一定时间内保证较高的跟踪精度。     

航天器表面充电仿真计算和电位主动控制技术

文章运用等效电路理论推导出随时间变化充电问题的微分方程组,用FORTRAN语言开发了相应的计算机模拟程序,针对强地磁亚暴空间环境分析了地球同步轨道航天器在阴影区和光照区的充电水平。最后计算讨论了采用空心阴极等离子体接触器向航天器外发射电子束作为控制航天器充电水平手段的作用效果。     

远程高压大流量减压阀的研制

研制一种远程、先导式高压大流量减压阀;介绍了该减压阀特点,建立了减压阀数学模型,利用Matlab进行该减压阀动力学仿真,研究各个参数对减压阀性能的影响.根据仿真结果,加工了一台实物产品.搭建了减压阀性能测试试验台,分析了压力、流量特性,并和仿真做了比较.结果表明:仿真和试验符合的比较好,说明仿真对减压阀的研制与分析具有指导作用.该减压阀使用方便,安全、可靠,已经用于数个试验中.     

信号采集卫星系统星地资源快速调度优化方法

针对信号采集卫星系统中,采集目标的优先级和携带的信息量在星地资源调度过程中不断随时间变化的特点,提出了一种基于二次映射编码的动态调度差分演化算法（QMDSDE）。算法将采集目标的优先级和携带的信息量进行加权,作为采集的收益。在迭代求解时,根据卫星可见时间窗口的周期性特点设置固定的检测频率,以当前时刻所有目标收益的平均值和敏感系数的乘积作为检测环境变化的阈值。当检测算子的值大于阈值时,算法通过前向预测模型动态调整搜索方向,寻找问题的实时Pareto最优解。算法采用二次映射编码消除星地资源组合中的无效解,降低了算法的搜索空间,提高了算法的求解速度。经仿真校验,该方法在信号采集过程中,可以得到收益较好的星地资源调度方案,且具备较快的收敛速度。     

欠驱动航天器飞轮控制方法

针对应用任意剪刀对构型飞轮群的欠驱动刚体航天器姿态控制问题,将飞轮群与航天器看作整体系统进行建模,从整体系统可控性角度分析采用传统模型进行控制系统设计存在的局限性。随后通过对飞轮群角动量集合描述,得出航天器姿态可机动集合。由于飞轮群构型的任意性及航天器的欠驱动特性,导致具有初始角动量的整体系统难以针对系统状态方程采用Lyapunov函数方法进行状态反馈控制器设计,同时为了保证存在外扰动力矩的航天器姿态机动精度,采用非线性预测控制方法实现系统的反馈控制。所提控制算法实现了任意飞轮群剪刀对构型、飞轮群角动量非饱和条件下,任意系统初始角动量欠驱动航天器在姿态可机动集合中的机动控制。仿真结果表明,系统具有良好的控制性能及精度。     

基于分频段加权的加速振动试验方法

振动环境工程研究现行采用的加速试验方法中,都只考虑了加速因子与频率无关这种情形,这不仅提高了试验设备的推力要求,也增加了位移指标要求。文章提出了一种分频段加权的加速振动试验方法,即通过对低频段加速因子的权重的优化设计,实现较小的位移指标要求,且疲劳损伤累积等效。给出了基于Dirlik方法和TB方法疲劳损伤等效的加速试验设计方法和工程实现流程。针对该方法开展了应用实例的计算,结果表明:在疲劳损伤等效的前提下,显著降低了振动台的位移,且推力基本维持不变。     

航天器用固态功率放大器加速寿命试验方法研究

针对航天器电子产品的寿命预示问题,文章指出对航天器电子产品开展加速寿命试验(ALT)研究,首先要利用故障模式、机理及影响分析(FMMEA),确定产品的主要失效机理和敏感应力;然后利用理论分析或可靠性强化试验确定产品的工作极限;最后设计出完整的试验方案。针对航天器固态功率放大器进行试验,验证了加速寿命试验在航天器电子产品中的适用性。     

光敏推进剂激光烧蚀过程建模与仿真

相较于传统大卫星,微小卫星具有结构紧凑、质量轻便和成本低廉的特点。然而,受功率和质量负载的限制,微小卫星一般不装备推进系统,其航线也局限于近地轨道。为扩展微小卫星的功能,满足日益复杂的任务需求,需给其配备合适的微推进系统。固体推进系统具有结构简单、寿命长、可靠性高的优点,但无法重复启动。为得到可重复启动的固体微推进系统,设计了一种非自持燃烧的光敏推进剂,采用激光控制其燃烧。在背压为大气压的环境下,利用高速摄像机拍摄燃烧过程并记录燃速。之后,对光敏推进剂的激光烧蚀过程进行建模。分析结果表明:激光可控制光敏推进剂的燃烧,燃速与激光强度成线性关系;该光敏推进剂的最小激光点火强度为0.28 W/mm~2;燃速计算值与实测值的误差在10%以内,证明该数学模型具备工程应用价值。