大视场星光修正惯性导航半实物仿真系统设计

针对飞行实验成本高、难度大的问题,设计并实现了一种大视场星光修正惯性导航系统的半实物仿真试验系统。该系统采用轨迹发生器模拟生成飞行过程中导航传感器数据,利用真实星敏感器与IMU的静态输出获得器件误差,结合时间软同步完成信息采集,通过组合导航模块实现模拟飞行过程的组合导航解算。实验结果表明,该系统具有较强的灵活性和通用性,可在地面验证星光修正惯性导航算法性能,具有一定的工程应用价值。     

空中发射技术特点的量化分析

近几年,随着小卫星市场的蓬勃发展,小型卫星发射市场持续升温,以飞马座XL和运载器一号火箭为代表的空射火箭完成多次发射任务,将数十颗卫星送入近地轨道。空射运载火箭具备快速响应、机动灵活、发射成本低、任务适应性强等技术特点。运载火箭从空中发射可以充分利用载机的飞行高度和飞行速度,在相同的系统运载能力下,火箭的起飞质量更小;在相同的火箭起飞质量下,系统运载能力更高;同时,对于规模星座快速部署,空中发射的灵活优势显著。围绕空射火箭的上述技术特点,基于空射火箭模型开展仿真分析研究及不同发射方式的结果对比,结果表明空射方式对提升系统效益效果显著。     

一种减小飞行试验安全控制区的子级处理方法

为缩小飞行试验安全控制区、提高安全控制区划定精度,首先通过解析方法建立飞行器子级运动二阶自治系统模型,采用稳定域分析方法预示子级再入姿态运动模态和演变规律,结合六自由度动力学与运动学方程对子级落点进行预示。提出一种子级落点规划方法,在级间分离时刻通过对子级的控制机构,如发动机摆动喷管、空气舵等预置偏转角指令,调整子级再入后运动模态,将落区在一定范围内根据需要进行调整,降低子级损毁落区内需保护设施的概率。提出一种安全自毁参数设计方法,针对不宜采用发动机泄压自毁时,残骸在发动机推力作用下进行大范围姿态变化的无控飞行时,通过自毁时刻参数设计,实现残骸尽快落地,缩小安全控制区的目的。并结合算例对该方法的适用范围与应用效果进行仿真分析。本方法不增加飞行器硬件资源,可显著降低安全控制区覆盖面积,具有较高的工程应用价值。     

基于不确定性分析的级间分离建模与仿真

针对飞行器级间分离过程分离体受到耦合的多重不确定因素影响,导致分离仿真失真问题,将"有偏差无余量"的不确定性分析方法应用于仿真过程。首先,采用基于约束力方程的分离过程动力学方程来分析复杂受力条件下分离体的相对运动;其次,给出不确定性分析方法,开发了分离过程六自由度仿真分析软件,针对典型算例,利用ADAMS商业软件对分离仿真软件分析结果进行了校验,取得了一致的结果;最后,考虑各种偏差干扰,采用不确定性分析方法开展分离过程蒙特卡洛仿真,给出分离后飞行器状态的统计分析。结果表明,所提方法不仅为分离方案设计提供支撑,而且可降低不必要的系统余量,提高了飞行器总体设计水平。