基于MEMS传感器的航天器振动特性测量方法研究及实现

为准确测量某卫星平台真实飞行过程发射主动段结构动力学响应及入轨阶段星板结构微振动特性,设计了一种新型MEMS振动测量系统,综合实现对卫星主动段及在轨阶段振动特性测量。针对卫星发射主动段振动冲击大、频谱范围宽且入轨段振动信号振幅和频率较低的特点,测量系统采用了大量程宽带压电式加速度计,以及国产MEMS加速度计和陀螺仪集成设计方案。卫星主动段各关键时段及在轨段各测量工况下的时域和频域冲击振动分析结果表明:测量系统压电加速度计、MEMS加速度计和MEMS陀螺仪均工作正常,测试数据完整有效,测量精度满足卫星结构动力学分析要求,输出结果符合指标要求,已具备产品化条件,具有广阔的应用前景。     

入轨精度对降交点地方时的影响分析

先提出太阳同步轨道的设计方法和降交点地方时的计算方法,然后以降交点地方时偏差作为评价标准,采用正交试验设计方法分析入轨精度对其影响。实例计算结果表明,入轨偏差将导致降交点地方时随时间积累不断漂移,轨道倾角偏差对降交点地方时的影响最大,半长轴偏差的影响次之,而偏心率偏差的影响最小。     

单级轴流大小叶片压气机非定常流场数值研究

通过数值模拟方法对单级轴流大小叶片压气机与常规叶栅压气机的非定常压力场进行分析与对比,结果表明:由于小叶片的分隔效应,使得转子通道的非定常压力和单叶片非定常负荷脉动大大增强,并促进了压力波向上游的传播;但转、静子单元的整体扭矩和轴向力脉动降低;绝对坐标系下转子入口处的压力波动是转子势扰动、动静干扰产生的压力波和此波在周向的不均匀性的综合作用,不同的入口周向位置,压力波的幅值相位存在较大差别,小叶片的存在强化了这种差别.     

展望未来的高超音速飞行推进器新技术

高超音速飞行推进器在军事和民用上都有广泛的应用前景。特别是在军事上，研制出推重比更高，制造成本更低，使用经济性更好的推进器，一直是科技发达国家，如美国、俄罗斯和法国加速发展的目标。本文对高超音速飞行推进器的技术发展趋势进行了综述。     

改进的多级涡轮噪声经验预测模型

基于早期的涡轮噪声经验预测模型和涡轮噪声试验数据,对影响涡轮噪声的关键涡轮参数进行了分析,发展了改进的多级涡轮噪声经验预测模型.该模型由单级涡轮噪声计算、涡轮噪声在下游涡轮级中传播的衰减量计算和各级涡轮噪声叠加3个部分组成.采用涡轮噪声试验数据对单级涡轮噪声计算方法进行了验证.结果表明:该单级涡轮噪声计算方法的计算结果误差小于1.5dB.由试验数据拟合得到的涡轮噪声叶片排衰减经验预测模型也被应用于该改进的多级涡轮噪声经验预测模型中.与早期经验预测模型相比,改进模型的计算方法更合理,噪声预测结果更可靠.      

单级跨声风扇处理机匣径向倾角变化对性能的影响

采用全三维定常数值方法研究轴向倾斜缝径向倾角变化对某单级跨声风扇性能及内部流场的影响,在该风扇上进行了两种常用不同倾角的数值研究。数值结果表明,两种不同倾角的机匣处理都提高了风扇的失速裕度,但也使得风扇的等熵效率减小。在相同机匣结构下,45。倾角比60。倾角的扩稳效果更好,效率损失也更小。另外,还详细分析了风扇内部流场...     

RBCC-RKT两级入轨飞行器起飞质量估算方法

针对液体火箭发动机真空比冲基本不变,火箭基循环组合发动机(RBCC)比冲随着飞行条件不断变化的特点,提出了将增广拉格朗日遗传算法优化第一级飞行弹道与传统液体火箭质量估算方法估算第二级起飞质量相结合,获得水平起飞两级入轨RBCC-RKT飞行器第一级起飞质量的估算方法,为总体方案初步设计论证提供参考.通过算例,分析了一级RBCC飞行器惰性质量比、最高动压,气动特性与起飞质量之间的关系.计算表明,降低RBCC飞行器惰性质量比、提高一级飞行器最大飞行动压、提高飞行器升阻比,都能有效地降低一级起飞质量.     

火箭入轨的大偏航非线性鲁棒自适应控制方法

火箭入轨通常是沿标准轨道面的飞行控制,常规发射任务只需侧向小偏航角校正,但当今一些特殊的入轨任务要求火箭制导控制能侧向大偏航角飞行,以克服较大初始侧向偏差对末级火箭入轨的影响。文中提出了一种末级火箭的侧向大偏航非线性自适应组合制导控制方法,结合土星-5火箭IMG方法和航天飞机LTG方法各自的优点,进行了大偏航角的非线性耦合补偿修正,并对动力飞行过程的迭代算法进行了鲁棒稳定性改造。基于姿态喷嘴开关控制的六自由度数值仿真表明,提出的控制策略和算法简单可靠、稳定性好、精度高,在火箭入轨控制和空间飞行器变轨控制中具有参考和应用价值。     

基于二次点火的飞行器横向转移入轨弹道设计

为了解决航天器发射过程因发射场地的地理位置约束造成的入轨夹角问题,基于火箭上面级二次点火,对航天器横向转移零速度偏差入轨弹道进行了设计。对二次点火和变射面横向转移弹道进行了研究,根据横向转移弹道特点,为简化控制程序,分时序对火箭二级非连续点火纵横向飞行程序进行了设计;并分析横向转移入轨弹道各项约束条件,建立弹道优化模型。根据弹道设计模型,以某两级液体燃料运载火箭为研究对象,对二次点火横向转移入轨弹道进行优化仿真。结果表明:入轨时刻航天器位置偏差为0.391m,速度偏差为1.277m/s,速度偏差比二次点火固定射面入轨弹道减少了737.844m/s,满足零速度偏差入轨精度要求。      

SDES：一种卫星入轨故障诊断专家系统原型

文章探讨利用专家系统技术和汉语语音合成技术等,实现航天器智能测试诊断的问题,介绍以此为目的开发的一种卫星入轨故障诊断专家系统原型,和实现这种原型过程中的主要工作,如问题择选、硬软件工具选择、硬件环境设计、软件环境设计、知识获取、系统结构设计、系统实现、存在问题分析与发展考虑等等。