基于终端滑模的航天器自适应预设性能姿态跟踪控制

针对航天器姿态跟踪控制的快速性需求,提出一类自适应终端滑模有限时间控制方法,通过引入饱和函数解决了终端滑模控制器的奇异问题,并结合实际有限时间稳定概念显式地给出了系统状态收敛时间和收敛范围之间的对应关系;为在提高系统鲁棒性的同时避免控制器抖振,设计了一种新型自适应律估计并补偿未知环境干扰。进一步地,针对如遥感卫星对地扫描成像等姿态跟踪任务中存在的状态约束问题,通过在控制器中引入具有对数形式的预设性能项,使系统滑模面响应具有期望的动态过程,约束了航天器姿态跟踪误差及其一阶导数的变化范围。仿真结果表明,设计的控制器具有较高的控制精度和响应速度,满足实际任务对状态约束的需求,且其控制输出不存在奇异和抖振,具备良好的工程应用价值。     

基于正交试验设计的进化算法初始种群生成法

针对进化算法求解多元优化问题时搜索空间较大、易陷入局部最优解等问题,提出了基于正交试验设计的进化算法初始种群生成法。采用正交试验设计思想,以搜索空间维数为因素,维数上分割的节点为水平,在满足约束条件的样本点邻域δ范围内按一定比例选择适应度较优个体,组合生成初始种群。与常规随机生成种群法对比,初始种群正交生成法在搜索空间内进行了大范围的拉网巡查,解决了初始种群生成较为盲目的问题,保证了种群的多样性,加快了算法的收敛速度,为更优初始种群个体的生成提供了保证。     

基于Virtual.Lab的燃油泵调节器结构的模态分析

在燃油泵调节器模态分析过程中,高集成装配体的模型简化和以螺钉连接为主的多种连接方式的有限元建模对分析结果的影响是一个难点。本文从实际工程应用角度出发,提出了关键子结构验证结合整体有限元建模的模态分析方法。首先,根据燃油泵调节器的结构特点对模型进行简化和网格处理;然后,开展了关键子结构壳体模态的仿真分析和实验测试,并在Virtual.Lab软件中对螺钉、密封圈、弹簧、紧配合和滑动配合等进行了连接方式的建模探索和多类型设置,解决了不同单元类型网格的过渡问题;在确保关键子结构有限元模型精度的前提下,最后开展了整体的有限元建模与模态特性研究,通过与实验结果的对比验证了仿真方法的可行性。结果表明:关键子结构法在处理复杂中小型结构装备的有限元分析上效果较佳,复杂结构有限元模型的连接处理方式不宜过多,否则求解不易收敛。多点约束法(Multipoint constraint method,MPC)能够高效处理非协调网格的过渡,适用小位移或变形的模型。     

涡轮叶片小尺寸试样取样及高温疲劳试验夹持方法

针对服役涡轮叶片的疲劳性能及寿命评估问题,发展了一种适用于含薄壁和内冷通道等复杂结构特征涡轮叶片的小尺 寸试样取样技术及小试样的高温疲劳试验夹持方法。应用该方法对不同大修间隔的某型航空发动机第1级高压转子涡轮叶片进 行了取样,对叶片取样小尺寸试样在850 ℃下开展疲劳试验。试验结果表明：所发展的复杂构型涡轮叶片取样技术和小尺寸试样 高温疲劳夹持方法能够有效应用于该型服役发动机高压涡轮叶片的取样疲劳性能试验;真实服役的涡轮叶片小试样的疲劳性能 与标准热处理状态合金的相比出现了劣化,并且随着服役时间的延长劣化程度加剧,寿命降缩短例最大超过90%;服役涡轮叶片 取样小试样的疲劳裂纹主要萌生于表面和亚表面的缺陷,共晶组织和碳化物是服役涡轮叶片裂纹萌生的危险位置。     

空空导弹大角度姿态推力矢量控制研究

为研究具有大离轴角及越肩发射能力的先进空空导弹敏捷转弯方法，研究了空空导弹的大角度姿态机动控制律。利用时间尺度分离的方法将导弹的姿态动力学和运动学系统分别看做快子系统和慢子系统。用李亚普诺夫方法设计了慢子系统控制律。利用动态逆方法设计了快子系统控制律。分析了控制系统的鲁棒性和稳态精度。仿真结果证明了所提控制方法能够大大减小空空导弹大角度姿态机动时各种力矩干扰的影响。最后给出了采用姿态控制实现的越肩发射的仿真结果。     

一种小卫星过顶预报算法

针对小卫星地面便携式通信终端的嵌入式编程环境存储量有限的情况，介绍了过顶预报算法。该算法在不影响精度的情况下忽略卫星轨道预报算法的高阶摄动项，节省了软件存储量；同时用改进的搜索算法，大大缩短了过顶时间段的搜索时间。该算法的应用使得手持终端减少了能耗，缩短了捕获载波频率的时间。     

敏捷导弹气动力/侧向推力复合控制特性分析研究

讨论了敏捷导弹的气动力与姿控发动机侧向推力复合控制.提出将控制系统分成控制律和复合逻辑两部分进行设计的方法,对敏捷导弹进行复合控制,并通过具体的仿真实例比较了在纯气动控制以及姿控发动机在连续和脉冲形式下的控制效果.最后分析了姿控发动机到拦截器质心的距离对控制效果的影响.      

某型发动机压气机转子叶片失效分析

通过对叶片失效件进行断口观察、分析发现,叶片故障是由于叶片表面发生腐蚀导致疲劳强度降低,使得叶片在振动应力下发生疲劳失效,叶片腐蚀主要是由于发动机的使用环境造成的。     

捷联惯导与星敏感器组合导航算法研究

以Kalman滤波为基础,通过将捷联惯导系统和星敏感器所测得的飞行器相关姿态信息进行数据融合,估计出组合导航系统的误差状态量,进而修正捷联惯导系统的位置、速度和姿态角。详细推导了捷联惯导与星敏感器组合导航的算法,并通过对仿真结果的分析证实了该方案的可行性和算法的有效性。     

浅谈机载软件的管理

传统的机载软件管理采用机载软件清单结合机载软件实体盘的形式。随着电子化飞机的引进及网络技术的发展,传统的机载软件管理方式已不能适应需求。本文通过建立一套机载软件电子化平台,实现了对机载软件构型和软件的更优管控,保障航空公司对机载软件管理的及时性和准确性。