充液航天器液体晃动等效力学模型的建立

在考虑液体表面张力影响液体晃动求解的基础上,利用动力学方程等价准则,建立了三轴定向充液卫星在二维平动和二维摆动扰动作用下的空间摆等效力学模型,并对两种情况下等效摆的主要参数进行了计算和比较。结果表明,考虑表面张力时,液体的晃动特性对航天器姿态控制系统稳定性有不利影响。     

捷联惯导系统大方位失准角下的非线性对准

采用欧拉角描述平台坐标系与导航坐标系间的失准角,推导了适用于捷联惯导系统的非线性误差方程,证明了该方法仅适用于方位误差角为大角度,而水平误差角为小量的情况。数学仿真表明:在方位误差角为大角度情况下,采用所推导的误差方程和非线性滤波技术能获得更高的估计精度。     

数控系统瞬时故障容错技术研究

本文研究的瞬时故障容错技术是以故障掩盖和故障恢复的思想为基础的新的提高可靠性的技术方法,建立了数控系统容错模型和层次结构,并结合弹(箭)上计算机,对故障进行实时在线检测和处理,以达到减小或消除瞬时故障对控制系统的影响的目的。     

变厚度弹性件柔性接头的非线性分析

结合试验数据,采用Mooney-Rivlin模型模拟了柔性接头的弹性件材料;根据非线性理论,采用混合插值有限元法对某一摆角状态下的柔性接头进行了大变形非线性弹性分析,并在此基础上初步探讨了厚度不均匀弹性件对层间应力的影响。计算结果表明,弹性层减薄到一定程度时,层间剪切应力沿宽度方向分布变得均匀,应力值仍集中在2 MPa以下;层间法向应力分布变化较小,呈二次曲线分布,最大值有所降低;其中,接近后法兰的弹性件厚度不均时,对各项应力最大值影响较大。     

调温热沉设备的状态空间法仿真设计

调温热沉设备日益成为部组件热真空试验的首选,它具有经济性好、使用方便、对试件无遮挡等优点。文章通过状态空间描述的分布参数模型,对调温热沉设备进行仿真设计,得出氮气、热沉、试件三者温度的动态关系,对于进口氮气温度、流量的选择和控制方案的制定都进行了深入的分析。所获取的数据可为采用热沉调温方式的热真空试验提供参考。     

固体火箭发动机燃烧室冷态突扩气固多相流动的数值模拟

基于欧拉-欧拉双流体方法,建立固体火箭发动机燃烧室轴对称突扩气固多相流动的统一二阶矩两相湍流模型,采用k-ε双方程模拟气相湍流流动和颗粒相湍流雷诺应力kpg方程描述大尺度颗粒湍流运动、小尺度颗粒各向异性弥散特性以及气固相间作用。数值模拟了突扩流动中的颗粒轴向、径向平均速度和脉动速度以及颗粒-气相脉动速度关联轴向分量的分布特性,计算结果与试验吻合较好。研究结果表明:颗粒轴向速度脉动大于径向速度脉动,轴向平均速度梯度影响脉动速度峰值的发生位置和大小;两相脉动速度关联轴向分量大约是径向分量的2倍。     

航天器DC/DC变换器启动特性建模分析研究

介绍和分析了单管正激型DC/DC变换器的工作原理,指出变换器内置输入滤波器决定了其启动瞬间阻抗特性;提出变换器内置滤波器构成了二阶欠阻尼系统,当有阶跃电压输入时,滤波电容充电电流会产生衰减振荡,即为浪涌电流产生的根本原因。在此基础上,文章运用＂拉普拉斯变换＂对浪涌电流的计算公式进行了推导,并推导出浪涌电流的时域公式。提出了单管正激型DC/DC变换器启动特性仿真模型的建立方法,并通过试验验证了仿真模型建立的有效性。     

幂律型流体射流破碎建模和实验问题探讨

简要回顾了射流破碎研究的现状,讨论了幂律型流体射流破碎建模和实验的相关问题。射流破碎建模的关键在于依据流体的胶凝结构和组份物性,射流与环境气体之间的作用关系,提炼主要影响因素。射流破碎实验研究的关键在于高分辨率和高速成像技术等光学测试技术。建模和实验的主要作用在于揭示射流破碎的机理,分析相关因素的影响,为喷注器雾化研究提供参考,为燃烧室冷却设计提供依据。     

碰撞试验系统中加速度传感器特性仿真研究

航天器对接机构缓冲能力的强弱直接决定了航天器所受冲击的大小,因此对缓冲机构的性能进行测试/试验具有重要的意义。文章以赫兹弹簧阻尼理论为依据,通过仿真计算,分析了质量、速度对碰撞过程的影响;得到了加速度的频率特性;确定了碰撞试验系统中加速度传感器的选择原则。     

一类质心突变飞行器的重构容错控制

提出了一类质心突变飞行器的一种故障诊断与控制律重构设计方法。采用以unscented卡尔曼滤波为基本估计单元且用闭环系统性能为指标的交互式多模型算法对飞行器故障情况进行检测与诊断;设计了飞行器比例导数加前馈补偿的姿态跟踪控制律;当诊断出故障时,重构控制律的结构,采用滑模变结构容错控制律对系统进行补偿控制。最后,用飞行器一次分离体释放前后的姿态跟踪过程进行了数值仿真,验证了方法的有效性。