火箭控制系统闭环模飞测试中惯性器件激励的实现方法

根据火箭控制系统闭环模飞的方案, 讨论了平台系统中惯性器件激励电流的计算方法, 其中考虑了地球自转对陀螺的影响。根据工程需要对公式进行了简化     

超低轨卫星气动参数及转动惯量在轨实时辨识

给出了超低轨卫星气动参数和转动惯量的在轨实时辨识方法。针对超低轨卫星所处的稀薄流环境,建立了镜面-漫反射模型稀薄流散射系数的傅里叶级数模型。根据卫星姿态动力学与运动学方程推导了傅里叶级数模型中各气动参数以及卫星转动惯量的线性观测模型。以采用气动主动控制方式的近地圆轨道纳星为仿真对象,用递推最小二乘法进行在轨实时辨识,辨识结果与设定值一致。方法对卫星在轨实时控制时需获取高精度的气动力矩和卫星真实转动惯量有重要的意义。     

航天器地面模拟试验中压力变送器自动校准技术

文章基于在航天器地面模拟试验中的压力计量测试需求,针对常用的一种压力变送器,开发了一套自动校准系统。通过在LabVIEW平台上设计虚拟仪器测控软件,实现了自动控制校准设备、自动生成证书和自动创建压力变送器参数登记本及计算校准费等,提高了压力变送器的校准效率和测量精度,满足了日常工作的需要,保证了航天器地面模拟试验中压力测量数值的准确性。     

基于最小二乘法的热试验温度数据预测

航天器真空热试验中,温度数据的正确判读及预测十分困难,又十分重要。文章针对典型的太阳电池板试件建立了热模型,使用热分析中常见的有限差分法建立离散方程,通过最小二乘法拟合其系数,以预测下一个测控周期各个测量点的温度,并提出了滑动窗口修正的方法。基于某型号电池板试验数据对热模型的预测精度进行了验证和误差分析,最后对通过测点温度逆向预测加热功率的应用进行了讨论。     

雷达测量数据转换方法

介绍了利用高精度测量雷达检验其它探测器的数据处理方法.首先根据雷达站点的位置和测量参数计算出目标的坐标,然后用GPS测量探测器的坐标,再计算出探测器到目标的真值参数,最后通过简单的误差分析证明该方法可行.     

航天器密封舱内真空测量技术改进

文章针对在空间环境模拟器水平舱进行人-船-服联合试验中出现的电容薄膜真空规测量偏差问题进行了分析,确定了真空测量系统所存在的问题是由于真空规使用方法不当,并对系统进行了针对性改造。改造后系统圆满地完成了人-船-服联合试验中的压力测量。     

薄膜测厚验证QCM质量敏感性的方法研究

石英晶体微量天平(QCM)是测量气相薄膜沉积质量的精密仪器。QCM质量和频率的相互作用受到众多不确定因素的影响,因此需要进行验证以取得更为精确的结果。文章从石英晶片的基本理论出发,以薄膜测厚为基础,研究了气相沉积石英晶体微量天平差频变化率和沉积厚度变化率成线性关系,阐述了线性关系是验证石英晶体微量天平的关键,并对测厚验证质量敏感性的可行性进行了分析。     

力限三向FMD的设计及应用

力限控制技术是加速度和力的双重控制,能有效解决力学振动试验中的过试验和欠试验问题。文章在垂直向力限研究的基础上,根据引进的三向力传感器设计了三向FMD（Force Measurement Device）。利用有限元法和振动试验对设计的三向FMD进行了分析和调试。使用设计的三向FMD成功实施了某型号卫星承力筒的垂直向、水平向力限控制试验研究,达到了预期的研究目的。     

质量矩拦截弹的模糊滑模姿态控制系统设计

质量矩控制是一种全新的飞行控制方法，与广泛应用的空气动力控制相比，可以避免飞行器在超高马赫数飞行时舵面的气动加热问题，而且可以提高飞行器的机动性和敏捷性。以所建立的质量矩拦截弹数学模型为基础，通过对模型合理的简化，得到一个耦合的非线性动力学系统，考虑到系统的鲁棒性要求和三个滑块的协调控制问题，利用滑模控制设计了拦截弹大机动飞行时的姿态控制系统，同时采用模糊逻辑算法抑制系统的抖振现象。仿真结果表明系统性能指标满足设计要求，只需微调滑块位置，即可以实现拦截弹的姿态控制。     

航天器微振动环境分析与测量技术发展

文章分析了航天器在轨运行时出现的准稳态加速度、瞬变加速度、振动加速度的来源及对航天器产生的影响。介绍了美国、欧空局及我国的航天器微振动测试技术现状。并就Olympus卫星、Oicets卫星和我国“神舟”号飞船的情况,深入讨论了微振动测试的方法与结果。