“天问一号”着陆惯导安装矩阵正交化方法研究

“天问一号”的惯性测量单元(Inertial Measurement Unit,IMU)产品是其导航系统的核心敏感器,IMU中的陀螺和加速度计在安装过程中存在安装误差以及标度因数非线性等因素导致安装矩阵非正交,从而影响IMU惯导精度。针对陀螺和加速度计安装矩阵误差特性进行分析,提出安装矩阵行向量正交化算法,提升了陀螺和加计安装矩阵正交性,降低了安装误差角在正交化过程中的畸变,开展了典型工况IMU惯导标定测试,试验结果表明:安装矩阵按行向量正交化处理后IMU惯导姿态精度提升15.8%~54.7%,位置精度提升45.2%~85.7%。采用上述方法,静态导航各工况位姿性能提升百分比较为一致且与试验时间不相关,动态导航各工况位姿性能提升百分比较为一致且与旋转角度累加和不相关。

空间站舱外设备视场动态仿真方法

针对空间站多构型、多任务、多运动部件的特点,提出舱外设备视场动态仿真分析需求。基于数字空间站孪生平台,采用虚拟现实技术,对舱外设备视场遮挡动态仿真方法进行研究。设计了一套通用的可视化系统,搭建了整体轻量化可视模型,涵盖太空环境、舱外运动部件和舱外敏感器的轻量化显示,并加入了视场遮挡、中继星跟踪等量化后处理功能和敏感器(天线)的有效视场分析功能,以支撑空间站飞行任务规划和飞行程序推演过程中的动态仿真验证。该方法已在空间站在轨飞行任务设计过程中得到实际应用。

三轴飞行仿真转台总体设计及其关键技术

本文在ＨＩＴ─１型三轴仿真转台研制的基础上，探讨了各种三轴仿真转台的总体布局型式、驱动元件种类和控制方案等总体设计方面的问题。从分析飞行仿真转台的４大技术指标──高频响、超低速、宽调速、高精度入手，分析了执行元件、机械台体、液压系统、控制技术等方面对上述指标的影响和解决措施，进而分析出研制仿真转台的关键技术。

天问一号火星探测器EDL过程自主导航技术

针对天问一号探测器进入、下降和着陆(EDL)过程的大动态、强不确定性给导航系统带来的挑战,基于多敏感器信息融合理论,设计了天问一号探测器高容错强自主着陆导航算法,以实现在EDL过程大不确定性、多敏感器故障以及陀螺饱和带来的姿态基准丢失情况下的导航状态准确可靠估计。天问一号探测器实际在轨飞行结果验证了自主导航系统设计的正确性和有效性。

航天器全物理仿真技术

叙述了航天器全物理仿真的特点、关键技术和模拟微重力环境的各种方法,介绍了航天器机械系统和姿态控制系统全物理仿真应用例子。最后分析了航天器微重力环境的特点,指出了更精确的动力学数学模型。

红外加热笼模拟航天器瞬变外热流的方法研究

以某型号航天器热平衡试验为工程应用背景 ,采用理论分析、仿真研究和实验研究相结合的方法 ,建立了红外加热笼和热流计的动态数学模型 ;在此基础上 ,讨论了利用红外加热笼作为热流模拟元件 ,绝热型热流计作为测量元件 ,模拟航天器在轨飞行时表面到达热流密度瞬态变化的方法和技术。

星模拟器星点能量中心修正方法的研究

对星模光学系统中各种像差对几何中心位置的影响及像差对显示星点能量中心位置造成的偏差进行了分析与综合评估.分析结果表明,视场位置越大的星点产生的像点能量越不均匀,重心偏移越明显,系统中慧差和畸变对于星点能量中心影响较大.根据球面镜组成的共轴光学系统性质可知,能量中心的偏移发生在星点所在极半径方向上,因此提出了一种基于极坐标的星点位置修正方法,只需在星点所在方向对极半径进行修正.该方法简化了基于二维坐标轴分区修正的过程,减少了数据计算量.利用极坐标修正方法对星模拟器修正前后的单星位置误差进行了测试,实验结果表明极坐标修正过程较以往修正方法简单快捷,且修正结果更加准确.

动态星图显示算法的设计与实现

为了对星敏感器进行功能和性能方面的测试,需要使用星模拟器,为其提供任一时刻、任一惯性坐标系下指向的模拟星图。星敏感器较短的积分时间特性,要求星模拟器具有较短的采样周期,为此,采取了分区检索导航星的设计方案。首先,根据星图视场,由各颗星的赤经、赤纬数据,对天球进行分区,并计算出给定的光轴所在的分区。然后,根据光轴分区位置,找出邻近的3×3个子区。最后,在这9个子区中,查找出视场内的星。同时,实现了星图的静态与动态模拟。模拟结果表明,利用该算法,可使星模拟器实现指标：星图视场为17.5°×13.1°;模拟星等为2.0～7.0等星;采样周期控制在毫秒级。基本满足动态星模拟器的大视场、宽星等范围、短采样周期等要求。

NPF算法在X射线脉冲星导航中的应用研究

针对X射线脉冲星导航中航天器模型的强非线性、高阶模型不确定性等问题,提出应用非线性预测滤波(NPF)算法实时估计航天器的轨道信息。首先,建立具有模型不确定性的X射线脉冲星导航定轨指标函数,优化得到满足指标函数最小的系统模型误差值,通过降低模型不确定性的影响来提高航天器自主定轨精度。对STK生成的"火星探路者"和"金星快车"及"北斗一号"三种航天器轨道数据进行分析,仿真结果表明,该算法比EKF算法具有更高的定轨精度,能够满足深空以及近地轨道航天器的自主定轨精度指标要求。

旋翼翼型动态失速特性的数值仿真研究

旋翼翼型动态失速具有很强的非定常性与非线性,为研究动态失速发生时的气动和流场特性,基于CFD软件FLU-ENT,采用单方程S-A湍流模型,对NACA0012翼型的动态失速特性进行数值仿真。仿真结果显示,轻失速是后缘分离,旋涡影响范围小;深失速则形成了很强的前缘分离涡,结构复杂,影响范围大。参数研究显示,较大的湍流强度能减缓动态失速的发生,并且动态失速状态下的分离涡影响范围较小。通过与实验的对比证明,用S-A湍流模型的方法可以较好地仿真动态失速过程中旋涡的形成与发展过程。

仿真转台计算机控制系统的设计与实现

针对仿真转台计算机控制系统的要求,采用集散控制系统(DCS)机制设计计算机控制系统。提出了一种采用复合PID算法的变结构控制、速度内环与位置外环的双闭环控制结构相结合的方法,并引入PI-P调节器显著提高系统精度。采用顺馈技术提高系统的阻尼比来改善系统带宽,增大比例增益和提高积分作用来提高系统低速随动性能。检测结果表明:转台频带测试相位误差为2.4%,幅度误差为7.4%,并能以0.048°/s的低速平稳运行。

脉冲星导航系统的星历表误差RKF校正算法

为了减小星历表误差对脉冲星导航系统的影响,本文提出了一种针对星历表误差的RKF(Robust Kalman filter)导航定位方法。通过对星历表误差进行分析,得到星历表误差随时间变化的关系。建立带有星历表误差的量测模型,利用Kalman滤波原理进行计算。在Kalman滤波计算的过程中,星历表误差项是未知的,利用矩阵不等式进行处理,最终确定误差协方差的下界,并计算反馈增益得到最终的状态估计值。将RKF方法与UKF和其他两种处理星历表误差的滤波方法分别在绕飞地球和火星的轨道上进行测试并进行对比分析,实验结果表明,提出的方法可以取得到比UKF和其他两种滤波方法更高的定位精度,有效的减小星历表误差对脉冲星导航系统的影响。

有色噪声条件下的目标被动定位算法研究

关于研究反辐射武器目标准确被动定位问题,针对只测角(Bearing only)体制的反辐射导引头测量信号中含有有色噪声会引起定位不准确。为解决上述问题,提出了一种采用观测方程重构思想的适合有色噪声条件下的被动定位滤波算法,并采用三维空间弹道数据开展了上述方法与常规推广卡尔曼滤波(Extended Kalman Filter,EKF)的被动定位精度对比仿真。仿真结果表明,改进方法在有色噪声条件下的被动定位精度明显高于常规EKF,由于并未扩增状态变量维数,计算量没有明显增加,易于实现。

飞行器变体机翼结构设计与仿真

针对变体飞行器在低雷诺数下机动性能力不足并且稳定性差的问题,设计提出一种新型变体机翼构型。首先深入研究海鸥的骨骼结构与飞行中的气动外形配置,利用空气动力学对海鸥气动力参数进行估算,计算所得气动参数基本满足海鸥实际飞行要求。进而抽象简化海鸥翅膀骨骼羽毛结构,并改变关节角度适合变体机翼的四自由度机构,采用气动布局分析与设计软件对机构进行仿真,优化结果能实现海鸥飞行的各种姿态外形例如起飞\降落、巡航、俯冲的同时又有较高升阻比。表明大尺度的变体可以显著改变飞行器的升力、阻力和升阻比,能够使可变体飞行器自主适应多种环境和任务,因而在全飞行周期中比传统固定外形飞行器具有更优的性能。

铝合金的J-C失效参数标定与仿真分析

为更好地表征铝合金材料在动态冲击过程中的失效行为,使失效显含动强度特征,并反映应变率及应力三轴度等参数对铝合金动态失效行为的影响,需要得到合理的铝合金材料Johnson-Cook失效准则参数。根据铝合金板材拉伸断裂试验参数,应用LS-DYNA软件仿真了不同应变率下的试件破坏过程,修正了铝合金材料的Johnson-Cook失效参数,能准确反映失效应变随应变率的单调递减关系,并对一铝合金翼面前缘薄壁结构进行鸟撞数值分析,考察在所标定失效参数及结构碰撞复杂应力状态下,应变率及应力三轴度对铝合金材料失效行为的影响,证明了上述标定的失效参数的合理性。

基于UML和OCPN的防空作战仿真系统建模研究

通过深入分析防空作战仿真系统,综合运用形式化和非形式化建模技术,提出了UML和对象有色Petri网相结合的防空作战仿真系统混合建模方法,并给出了防空作战仿真系统的UML和OCPN的混合建模实例,为防空作战仿真系统采用复合建模技术、克服单一建模的缺陷提供了有益的思路。

带后缘襟翼翼型的非定常气动特性数值仿真

研究直升飞机性能优化问题,旋翼系统是直升机振动的最主要来源。主动后缘襟翼控制技术可以在源头上抑制直升机的振动,准确预测与分析后缘襟翼-翼型的非定常气动特性是主动后缘襟翼设计的基础。在Fluent计算平台上采用Navier-Stokes方程,分析了在亚音速条件下,后缘襟翼的NACA0012翼型在襟翼与翼型均做俯仰振荡运动时的气动特性,对襟翼的偏角、襟翼与翼型之间的缝隙、以及马赫数等因素对翼型气动特性进行仿真。对结果进行比较,验证了计算的正确性,为后缘襟翼非定常气动力的分析提供了重要的依据。

基于GIS的航天发射应急保障仿真与IDSS的集成

应急保障是航天发射过程中非常重要的环节,而建立相关的应急保障仿真系统对于提高安控指挥人员的安全应急决策能力起着非常重要的作用。该文针对航天发射应急保障的时空特性,提出将地理信息系统(GeographicInformationSys-tem)和智能决策支持系统(IntelligentDecisionSupportSystem)相结合,建立空间智能决策支持系统(SpatialIntelligentDecisionSupportSystem),应用于航天发射应急保障仿真中。该文以GIS为基础结合卫星发射、飞行数据及相关的地理信息,构造了以GIS为框架的应急保障仿真系统,并在此基础上提出了GIS与IDSS紧密集成的方案。最后给出了火箭发射事故模拟的应急决策的生成过程的应用实例。该系统经实际应用,取得了良好的仿真训练效果。

基于某型号飞控半实物仿真试验变加载模拟技术的研究

变加载模拟系统是航天型号半实物仿真环节中非常重要的一环,本文通过变加载试验,探讨了在使用弹上实物运行真实弹道的情况下,变负载模拟器代替不同梯度传统钢板加载的可行性。实现了传统钢板加载不能实现的反向加载和实时可变加载,证明了实时可变加载对于控制系统的可行性。分析了加载系统在不同加载情况下对舵机系统线位移和舵轴外端角位移的影响,为今后舵机系统舵轴外舵面位移控制的进一步研究提供了一种试验手段,具有较大的参考价值。

仿真转台若干性能问题讨论

仿真转台低速性能的控制技术方面已有一些研究,但是对低速性能的描述、测试、判断等方面的讨论很少。本文提出可以应用"最低平稳速度"和"低速位置控制精度"来量化描述低速性能。在测试转台的动态性能时,除了频率响应法,可应用快速停止法作进一步测试。应用多信号输入(将位置、速度及加速度信号同时输入到转台控制系统)和适当的前馈方法可提高转台的动态响应性能。应用多输入复合控制方法将进一步提高系统的动态响应性能。