火星探测转移轨道初始设计与分析

根据推进方式和是否采用金星借力,火星转移轨道分为大推力直接转移轨道、大推力金星借力转移轨道、小推力直接转移轨道和小推力金星借力转移轨道4类。传统的轨道设计方法只是针对某一类特定的转移方案进行轨道优化,而并未针对不同的转移方案进行详细对比分析。文章以2020/2022年发射窗口为例,针对4类基本火星转移轨道进行研究。首先,基于不同轨道初始设计方法,对4类轨道进行了初始设计,得到了每类转移方案的能量最优转移轨道。然后,基于设计结果和能耗对4类转移方案进行了横向对比分析,得到了不同策略下的转移轨道的特性。基于小推力的火星探测任务轨道对发射能量要求低;大推力直接转移和借力金星的发射窗口交替分布,可以互为备份;基于小推力推进的探测器采用金星借力转移策略相比直接转移能够减少10%的能耗,优势十分明显。     

传递对准的一种方位估计方法

以往的速度匹配方法通常水平失准角估计精度很高,对准时间快而方位失准角估计不理想,为了克服这个问题,本文推导了一种新的方位估计方法。首先由新的速度匹配方法估计出两个水平失准角,然后把这两个失准角信息当做已知量,计算出了方位失准角。并且根据理论推导进行了仿真,结果表明,该方法估计方位失准角精度高,有很好的实用性。     

高动态环境下舰载子惯导系统分段对准方法

本文在分析惯导系统现有对准方法的基础上,对于拥有高度动态性能的广泛一类的受控运动体提出了一种顺序对准方法和算法,分析了所提出方法可达到的精度和为达到所指出精度所需要的时间。     

车载武器惯导系统传递对准技术研究

针对车载武器捷联惯导系统动基座传递对准问题,研究了传递对准的基本原理,建立了地面武器弹载子惯导系统(SINS)动基座速度匹配传递对准的误差模型,并考虑SINS的惯性器件误差。采用了零速校正方法用以提高载车主惯导系统(MINS)的导航精度。根据速度匹配传递对准原理,推导了速度匹配方式下MINS与SINS导航解算速度之差的量测方程。在此基础上,设计了一种传递对准卡尔曼滤波器,并进行了仿真研究。仿真结果表明：SINS速度匹配传递对准在短时间内即可估计出SINS的水平失准角,对准精度可达到0.4＇以内,方位失准角在经过多次零速校正过程中的加减速机动后,对准精度达到0.7＇以内。     

舰船等速下舰载机捷联惯导粗对准方法研究

舰船等速航行时,由于风浪的影响使得舰船产生大幅摇摆,致使舰载机上的惯导系统测量到的地球自转角速度和重力加速度信息受到严重干扰,无法采用传统的静基座或微幅晃动基座的粗对准方法进行粗对准。针对这一问题,提出了舰船等速航行条件下基于重力加速度信息的粗对准方法,即以惯性坐标系中的地球重力加速度作为参考矢量,利用陀螺和加速度计的输出,计算出初始姿态矩阵的粗略估计值。在典型海况条件下,蒙特卡洛50个样本的仿真结果表明,东向、北向和天向姿态误差角的均值分别为-5.102′、8.915′、-0.174°,一倍标准差分别为:0.0174′、0.084′、1.472°,在此基础上完全可以实现该状态下舰载机惯导系统的精对准。     

初始扰动对于气液界面Rayleigh-Taylor不稳定性发展的影响

利用果冻实验技术研究几种不同初始扰动的气液界面Rayleigh-Taylor不稳定性发展过程。通过对不同波长和振幅的实验结果进行对比发现：波长是影响界面扰动发展的主要因素,并且在不同阶段影响的模式不同。在线性阶段,波长较短的扰动发展较快;在非线性阶段,则是波长较长的扰动发展较快。     

陀螺经纬仪在大型航天产品精测中的应用

陀螺经纬仪通常是做某一方向与当地大地北向的方位角关系测量用。文章针对“天宫一号”目标飞行器精测中遇到的问题,即高空不同平台间两台设备需要姿态关系测量的需求,通过对陀螺经纬仪测量原理的研究,借助大地坐标系作为中间传递坐标系,解决了经纬仪测量因互瞄被遮挡无法建立基准镜坐标系间关系的问题。测量误差分析结果验证了这种新方法的可行性,该方法可用于大型航天产品设备安装精度的测量。     

基于减小初始扰动的弹管间隙优化设计方法

针对火箭/发射装置系统,用牛顿-欧拉法建立了火箭和发射管的动力学方程组,基于MATLAB平台编写了方程组求解程序,在此基础上分析了弹管间隙对火箭初始扰动的影响,并利用二次回归模型求出了弹管间隙的最优解。计算结果表明,初始扰动角和角速度是弹管间隙的二次函数,而最优弹管间隙为该二次函数构成的齐次方程的解。该方法能为火箭发射系统的设计提供参考。     

初始扰动对于气液界面Rayleigh-Taylor不稳定性发展的影响

利用果冻实验技术研究几种不同初始扰动的气液界面Rayleigh-Taylor不稳定性发展过程.通过对不同波长和振幅的实验结果进行对比发现:波长是影响界面扰动发展的主要因素,并且在不同阶段影响的模式不同.在线性阶段,波长较短的扰动发展较快;在非线性阶段,则是波长较长的扰动发展较快.     

机翼用铝合金材料原始疲劳质量对比

当前航空工业的发展对于超高强铝合金材料的需求十分迫切,实现该材料的国产化并达到良好的质量效果至关重要。为了对中国航空工业中常用的7XXX新型铝合金材料的原始疲劳质量（IFQ）进行评估,选取裂纹萌生时间（TTCI）和当量初始缺陷尺寸（EIFS）作为对比参量,分别对中国飞机机翼用7XXX紧固孔试件和俄系BXXX紧固孔试件开展了低、中、高3种应力水平下的疲劳试验,通过对比分析得到了两种试件在不同应力水平下的TTCI趋于一致,最大仅相差3.71%;得到了每个试件的EIFS,应用疲劳统计学方法验证了两种试件材料各自的EIFS值无显著性差异;提出了一种不同超越概率下的结构细节当量初始缺陷模型,直接有效地对飞机结构细节的质量风险进行了评估;建立并对比分析了两种试件结构细节的通用EIFS分布,结果均小于中国军用手册规定的0.125 mm,且在超越概率为5%时,7XXX材料的通用EIFS值要小于BXXX材料的通用EIFS值。