基于压力变送器及智能仪表的箱压自动控制技术

目前发动机地面试验过程中的泵入口压力控制主要是通过控制介质贮箱内压力来实现的.介绍了大型液体火箭发动机研制试验中介质贮箱压力自动控制的一种新方法,这种方法集试验过程信号采集、动态工艺参数显示、上下限设定值显示、报警显示输出及自动控制为一体,减小了手动调节箱压继电器的操作误差,使系统的可靠性得到了很大程度的提高.     

A numerical method to optimize the design of a space inflatable membrane reflector

A numerical method is proposed to optimize the design of a space inflatable membrane reflector. The initial geometry is expressed by polynomial series weighted by a set of shape parameters. The problem is formulated as a minimization of a cost function representing the difference between the effective shape of the reflector and a perfect parabolic surface. The minimization is performed using the Nelder–Mead method or downhill simplex method. The cost function is computed at each vertex of a simplex defined in the space of optimization parameters by solving direct problem thanks to a finite element method. The finite element model handles geometrical non-linearities and takes into account phenomena like membrane wrinkling and torus buckling which may affect the reflector shape when inflated.     

基于轮廓特征的X射线脉冲星信号多普勒估计

探测器速度引起的多普勒效应会影响脉冲星信号累积轮廓特征,反之,这种轮廓特征改变可用于多普勒估计。提出了一种基于轮廓特征的X射线脉冲星信号多普勒估计方法。通过建立累积轮廓非齐次泊松模型,获得多普勒效应对累积轮廓的影响。构造轮廓特征函数对该影响进行度量,并利用函数值与周期误差的关系搜索信号周期。在搜索过程中,将离散观测数据转换为连续能量密度函数,消除相位间隔对累积周期的限制。根据周期搜索结果,结合脉冲星先验知识完成多普勒估计。仿真实验验证了该方法的有效性,其多普勒估计精度优于频域方法。     

一种相控阵通道的快速测量方法

随着相控阵系统在通信领域的大规模应用,需要供应商提供能够长期稳定工作的设备。而相控阵通道幅相特性在使用的过程中会随着时间产生变化,最终会导致波束性能下降。为了简化相控阵后期维护,降低维护时间和成本,需要在其维护阶段对相控阵通道进行幅相特性测量。这种测量必须由相控阵系统独立完成,且不应该依赖外部环境。传统的测量方法是依次对每个通道进行独立的测量,这种测量方法效率低下,大规模相控阵的测量时间一般都在数十分钟以上,会使通信业务长时间中断,不利于系统快速维护的需求。目前,对相控阵通道幅相的快速测量方法主要是在相控阵天线位于特定的测试环境下进行,目的是加快相控阵的生产周期,不适用于后期维护。将多载波和系统同步结合,提出了一种相控阵通道的快速测量方法。该方法在相同测量精度下,测量所消耗的时间大约比传统串行测量方法少两个数量级,相比于已有的快速测量方法测量时间大幅缩短。最后通过仿真验证了方法的有效性,得出了测量精度和测量时间的关系。并在相同测量精度条件下与传统串行测量方法和已有快速测量方法的测量时间进行对比。     

采用简化滤波器思想的卫星姿态确定系统故障诊断

针对星上计算机运算资源有限的问题，为了降低卫星姿态确定系统故障诊断的运算量，提出一种基于卡尔曼滤波器的故障检测与分离方法。该方法首先基于卫星姿态运动方程设计了一种加性卡尔曼滤波器，然后将卡尔曼滤波器与简化观测器思想相结合，进一步提出一种采用简化滤波器思想的姿态敏感器故障诊断律。所提出的故障诊断方法既可以实现对陀螺故障的检测与分离，又能够诊断星敏感器的故障。此外，该方法只利用一个滤波器即可实现故障检测与分离，其计算量小，有利于在轨实施。最终采用一个由三正交一斜装陀螺组件和星敏感器构成的姿态确定系统对所提出的方法进行了仿真校验，仿真结果表明了所提方法的有效性。     

基于MOEA/D的三锥体拦截器气动外形优化设计

针对由临近空间拦截器飞行环境变化剧烈导致的热流密度过高等问题,提出一种多目标外形优化设计方法,并针对一种新型三锥体临近空间拦截器外形进行优化设计。首先,建立飞行器的气动、弹道、气动热等多学科分析模型,利用高斯-伪谱法计算拦截弹道,利用桥函数法建立气动模型,并利用Fay-Riddle方法估计气动热流密度。然后,以飞行器航程、总热流量和飞行时间为优化目标,采用基于分解的多目标进化算法(MOEA/D)与伪谱法将该问题转化为一组单目标优化子问题,得到Pareto前沿并进行相关分析。最后,给出一个优于基准值,同时满足性能指标要求的新型外形。结果表明:该优化方法具有可实现性,为未来的飞行器设计提供了新思路。     

多约束下考虑控制饱和的自适应末制导方法

对地攻击飞行器在末制导过程中需满足导引头视场、攻角、落角等多种约束。针对这一问题提出一种多约束下的制导方法。将多约束下的制导问题转化为具有控制饱和的线性系统的镇定问题。针对该问题,利用基于参量Lyapunov方程的低增益反馈设计方法,推导带低增益参数的纵向制导律。借助Lambert W函数,研究闭环系统状态收敛特性与低增益参数的关系,给出低增益参数的自适应整定方法。通过该方法在线调整参数,使各约束条件得到满足。通过数值仿真对提出的制导方法进行校验。仿真结果表明,提出的制导方法满足约束条件且获得较高的制导精度。     

非线性晃动问题的ALE边界元方法

利用ＡＬＥ（任意的Ｌａｇｒａｎｇｅ－Ｅｕｌｅｒ）边界元方法数值求解了具有自由液面的非线性晃动问题，即受外力激励下流体的非线性振动问题。把ＡＬＥ有限元方法的思想应用到边界元方法中，得到了ＡＬＥ边界元方法。对于自由液面的非线性动力边界条件，应用Ｇａｌｅｒｋｉｎ加权方法进行了有限元数值离散。为了增加求解精度，对动力边界条件提出了增加误差修正项的数值求解方法。对时间变量采用Ｎｅｗｍａｒｋ方法进行离散。推导了系统非线性方程的预测－多次校正法迭代格式。进行了算例分析与比较，得到了令人比较满意的结果。     

复杂约束下航天器姿态机动球面几何规划方法

针对航天器进行大角度姿态机动过程中约束多且复杂的问题，提出一种基于球面几何的姿态规划方法。该方法将复杂指向约束描述为多个禁入锥，设计了区分有效约束和无效约束的路径约束检测方法，能有效减少当前路径处理的约束数量；然后将三维空间避障问题映射到二维平面上，通过球面几何距离公式推导了中间姿态指令解析解。仿真结果表明，该方法规划的姿态机动路径不仅能够满足复杂指向约束，而且具有节省机动时间、计算效率高的优点。     

随机激励下非线性振动系统特性的定性分析

求解李雅普诺夫方程,可直接获得平稳随机振动响应协方差矩阵。用等效线性化方法处理非线性系统,通过多次迭代求解李雅普诺夫方程可得到稳定的等效线性系统参数,从而获得一种多自由度非线性系统特性定性分析方法,为实际的非线性动力学系统建模提供了理论依据。对几个实例进行了仿真分析,结果验证了该方法的有效性。     

半直接配点法在航天器追逃问题求解中的应用

采用半直接配点法求解时间固定两航天器追逃问题，提出一种新的数值求解追逃双方最优控制策略的方式，避免了求解非线性两点边值问题。在两航天器均为连续小推力假设条件下，以终端距离为支付函数，给出了半直接配点法求解此追逃问题的过程。在此数值方法中，根据半直接转换将微分对策问题转化为一个最优控制问题，由Gauss-Lobbato配点法最终将此最优问题转化为非线性规划问题，继而通过序列二次规划方法求解。这种半直接配点法避免微分对策问题最优策略的必要条件(两点边值问题)求解，并且数值稳定性好。数值仿真给出了追逃双发的最优控制策略和相应的追逃轨迹。     

基于多目标规划的交会对接推力器指令分配方法

将由控制律得到的控制量转化为推力器控制指令的过程称为推力器指令分配。由于交会对接涉及的推力器配置复杂,且对追踪航天器姿轨控精度的要求很高,因此其推力器指令分配问题十分重要。本文针对该问题,分析了基于线性规划的指令分配方法存在的不足,提出了将推力器指令分配问题转化为非线性多目标规划问题,并应用分枝定界法进行寻优的新方法。新方法可以在指令分配的误差和燃料消耗之间进行折衷,并且考虑了推力器最小开机时间的限制。仿真结果验证了新方法的有效性。     

水击问题的Fourier谱方法计算

给出了推进剂供应系统管路内流体瞬变流动的数学模型,提出了采用Fourier谱方法求解瞬变流非线性偏微分方程的新方法。以一段两端分别连接贮箱和阀的直管道为例,利用该方法对阀门关闭后管道中形成的水击和压力振荡特性进行了求解,给出了相应的仿真结果,与已发表的采用特征线法和有限元法求解结果进行了比较。对数值计算中的非物理振荡问题进行了讨论。     

挠性航天器大角度机动的变结构控制

考虑刚性主体上带有挠性梁的航天器 ,在建立挠性系统动力学模型的基础上 ,采用等速趋近率的滑模变结构控制策略进行大角度机动控制 ,并通过最优控制理论设计弹性稳态器 ,抑制由于刚体运动而激发的弹性振动 ,实现了旋转机动的同时 ,有效抑制弹性振动     

由磁矩计算磁场强度的公式在航天器磁矩测量中的应用

基于由磁矩计算磁场强度的反立方公式及其一般工程应用,文章提出将反立方公式与球面作图法结合,形成新球面作图法;并重点给出该方法在航天器磁试验磁矩测量中的应用,即在数据采集时应用球面作图法思路,数据处理时应用反立方公式由磁场强度测量值求磁矩.应用该方法对卫星内部有3个点磁矩情况下的总磁矩进行了仿真计算,结果表明,在测量点数...     

复合材料层合板的可靠性分析方法

基于复合材料层合板的一阶横向剪切变形理论,提出了同时考虑层合板面内和分层破坏的可靠性分析方法。该方法考虑了层间应力对层合板分层的影响,结合Tsai-Hill理论和层合板分层判据,给出了安全余量的表达形式,并考虑了各失效模式之间的相关性。在失效分析过程中,采用蔡氏所提出的刚度退化规律进行刚阵的减缩;利用随机有限元方法对安全余量进行敏度分析,结合改进的一次二阶矩法求解可靠性指标;用改进的分枝限界法寻找主要失效路径;用PNET法计算系统失效概率。计算表明,当考虑分层失效时结构系统失效概率有所增加,这是符合工程实际情况的。因此,设计过程中考虑分层失效是必要的。     

弹道导弹显式制导的分析与研究

弹道导弹的制导方法是影响弹道导弹命中精度的关键因素。本文对此进行了深入研究。文章首先分析了影响制导精度和速度的原因。在此基础上，提出了一种基于神经网络的显式制导方法，这种方法利用神经网络进行弹道约束函数的解算，利用微分控制算法进行控制量求解，具有较好的应用价值，文中算例验证了算法的有效性。     

两相流环缝塞式喷管理想型面的设计方法

目前固体火箭发动机塞式喷管没有成熟的理论设计方法,设计方法需考虑两相流因素和极限粒子流线的几何约束。在常滞后两相流假设下提出改进的Angelino理想型面法设计两相流环缝塞式喷管,证明了常滞后两相流中的普朗特-迈耶函数关系式,并给出了最终设计公式。用F luent软件计算了改进法设计的喷管型面性能。算例结果表明,与未考虑两相流效应的纯气相理想型面相比,该法设计的型面长度缩短近33%,推力增大约1%,证明了提出常滞后两相流假设的合理性及改进法设计两相流环缝塞式喷管的有效性。     

Gradient generation for parametric control models

This paper presents a numerical method for approximating the solution of complex optimal control problems by a constrained function minimization problem in a finite dimensional space. This end is achieved by approximating only the control functions by a finite set of parameters. The computation of gradients with respect to the parameters modeling the control is explored in depth. A hybrid technique combining the rapid gradient generation capability of the method of gradients with the rapid convergence characteristics of finite-dimensional, variable-metric function minimization algorithms is presented. An algorithm for mapping the impulsive response gradient trajectory generated by the method of gradients into a gradient vector of the performance index with respect to the parameters modeling the control function is presented. The class of local parameterizations is shown to have a distinct computational advantage, from a gradient generation point of view, over the class of continuous polynomial approximations. Detailed results are presented for piecewise linear parametric control models. An algebraic transformation is presented for improving inaccurate gradients generated by a widespread computer implementation of the method of gradients.