微波等离子体推力器流动模拟(英文)

采用N-S方程求解了100 W微波等离子体推力器(MPT)选用不同推进工质时的性能参数;并采用直接蒙特卡洛模拟方法(DsMC)对MPT羽流进行了数值模拟.结果表明,几种工质的推力变化不大,氮气为23.6 mN,氮气为24.8mN,氩气为24.8 nuN;但比冲区别较大,氮气为565.2 s,氮气为243.7 8,氢气为180.2 s.羽流场中,密度、压强及温度沿轴向和径向均逐渐减小;轴向速度在轴线附近变化不大,采用氩气工质时,约1 700 m/s,在远离轴线区域,沿流动方向逐渐增大,沿径向逐渐减小;径向速度沿轴向变化不大,沿径向逐渐增大,并在接近流动区域边界时迅速减小.     

基于增量式排列支持向量机的机场航班延误预警

目前航班延误已经成为世界范围内一个日益严峻的问题,对于大型机场进行航班延误预警工作显得日趋紧迫。在空运需求与机场容量冲突导致航班延误的观点下,提出了用排列支持向量机来进行航班延误预警。针对机场航班数据不断更新的特点,给出了增量式排列支持向量机算法来进行航班延误预警。不仅通过人工数据上的实验说明了该增量式算法更能满足在线预警的要求,而且在收集到的中国某国际机场两周的航班数据上也取得了80%及以上的预测准确率。     

变体飞行器控制系统综述

介绍了变体飞行器控制系统和涉及的控制理论问题。分析了变体飞行器的控制系统,指出变体飞行器的控制系统由变形控制层和飞行控制层组成。对变体飞行器的硬件结构和变体飞行器控制方法的研究现状进行了阐述。分析了集中式和分布式两种变形机械结构以及控制系统体系结构,提出采用总线网络连接变形结构的分布式元件。总结了变体飞行器需深入研究的变形控制和飞行控制问题,包括大尺度变体飞行器的飞行控制问题,通信受约束的大数目的驱动器的协调控制问题。     

机动飞行时发动机转子系统动力学统一模型

利用Lagrange方程建立了飞机在任意空间机动飞行时发动机安装在飞机上任意位置条件下不平衡多盘、多质量和多轴承线性及非线性柔性转子系统动力学的统一模型,讨论了飞机的空间机动飞行对发动机转子系统动力特性的影响.结果表明飞机的空间机动飞行不仅在发动机的转子系统上产生了非周期性的附加外激励力,而且还会产生附加的阻尼和刚度效应,这些效应不仅会影响转子系统运动轨道的大小而且会使转子系统运动轨道的中心发生偏移,从而可能使发动机转子与定子之间发生局部的碰磨.因此,在分析航空发动机转子系统的动力特性时,必须考虑飞机机动飞行因素对转子系统动力特性的影响.      

Direct Optimization of Low-thrust Many-revolution Earth-orbit Transfers

Low-thrust Earth-orbit transfers with 10^?5-order thrust-to-weight ratios involve a large number of orbital revolutions which poses a real challenge to trajectory optimization. This article develops a direct method to optimize minimum-time low-thrust many-revolution Earth-orbit transfers. A parameterized control law in each orbit, in the form of the true optimal control, is proposed, and the time history of the parameters governing the control law is interpolated through a finite number of nodal values. The orbital averaging method is used to significantly reduce the computational workload and the trajectory optimization is conducted based on the orbital averaging dynamics expressed by nonsingular equinoctial elements. Furthermore, Earth's shadowing and perturbation effects are taken into account. The optimal transfer problem is thus converted to the parameter optimization problem that can be solved by nonlinear programming. Taking advantage of the mapping between the parameterized control law and the Lyapunov control law, a technique is proposed to acquire good initial guesses for optimization variables, which results in enlarged convergence domain of the direct optimization method. Numerical examples of optimal Earth-orbit transfers are presented.     

用于飞行仿真的空间大气紊流场生成与应用研究(英文)

研究了三维空间大气紊流场生成及其在大型飞机实时飞行仿真中的应用。分析了针对大型飞机飞行仿真的扰动风场的建模需求。通过在频域空间直接进行蒙特卡罗法随机抽样,经三维傅里叶逆变换获得空间大气紊流场。采用Von Karman模型,更加准确地描述大气紊流场特征。运用傅立叶变换的复共轭对称特性,保证最终生成实的紊流场。通过无因次化方法解决了变尺度和变强度的紊流场生成问题。针对生成的空间紊流场设计了紊流梯度的计算方法。针对飞机连续穿越紊流场的问题,提出基于空间对称扩展的紊流场扩展方法。经时域相关性检验证明,基于该方法生成的紊流场与传统时域方法相比,具有较好的空间互相关特性。最后针对Boeing747飞机,给出了一个在空间紊流场中的飞行仿真实例。与传统质点化模型的仿真结果相比,基于空间紊流场和四点模型的算法更能表现出飞机穿越紊流场飞行的随机特性。     

通用航空服务站功能与组成研究

通用航空服务站是用来为在通用航空中执行飞行任务的各类通用航空活动提供必要的飞行计划服务、航空气象服务、航空情报服务、飞行情报服务、监视告警服务和应急救援等其他相关支持的空中交通服务系统。本文在分析国外航空服务站功能与体系的基础上,结合我国国情和通用航空发展情况,论述了适合我国的通用航空服务站的功能与结构组成,对于我国低空空域的发展具有一定的借鉴意义。     

固定鸭舵二维修正弹比例导引律参数优化

针对固定鸭舵二维修正机构控制力有限和比例导引法控制末段需用过载变化过大的问题,提出了一种基于重力补偿比例导引律的过载阈值控制策略。分析了固定鸭舵二维修正机构的控制力及力矩,以落点弹目距离最小为目标函数,选取纵向和横向平面导引系数及过载阈值为设计变量,在重力补偿比例导引律的基础上建立了导引律参数优化模型,并采用差分进化算法（DE）对其进行优化。最后通过外弹道仿真分别从控制段飞行稳定性、控制效率、控制机构过载及控制精度几个方面与传统比例导引律进行对比分析,同时使用蒙特卡洛法验证了控制策略的有效性。结果表明：与传统比例导引律相比,使用该控制策略提高了二维弹道修正迫弹的控制效率,有效降低了控制末段需用过载,弹道控制段飞行稳定性明显提高。     

飞机座舱显示界面脑力负荷测量与评价

脑力负荷是影响飞行安全的重要因素之一,对飞行员脑力负荷进行客观测量,对于飞机座舱显示界面脑力任务的工效评价与优化设计具有重要意义.基于ERP（Eveat Related Potential）技术,选取失匹配负波（MMN,Mismatch Negativity）和P3a成分为指标,采用三刺激“oddball”模式,在飞行模拟任务条件下开展了三级脑力负荷的测量与评价研究.实验结果表明,MMN峰值和P3a峰值对脑力负荷变化敏感,随着脑力负荷的增加,MMN峰值显著增加,而P3a峰值显著降低,反应了被试者对异常信息的自动加工能力的提高以及朝向注意能力的减弱.与新异刺激相比,由偏差刺激所诱发的MMN与P3a成分对于与飞行任务相关的脑力负荷具有更好的敏感性,将可用于进一步的脑力负荷分级评价.      

Usage of pre-flight data in short rendezvous mission of Soyuz-TMA spacecrafts

The paper describes the reduction of the vehicle autonomous flight duration before docking to the ISS. The Russian Soyuz-TMA spacecraft dock to the ISS two days after launch. Due to the limited volume inside Soyuz-TMA the reduction of time until docking to the ISS is very important, since the long stay of the cosmonauts in the limited volume adds to the strain of the space flight. In the previous papers of the authors it was shown that the existing capabilities of Soyuz-TMA, the ISS and the ground control loop make it possible to transfer to the five-orbit rendezvous profile. However, the analysis of the cosmonauts' schedule on the launch day shows that its duration is at the allowable limit and that is why it is necessary to find a way to further reduce the flight duration of Soyuz-TMA before docking to less than five orbits. In a traditional rendezvous profile, the calculation of rendezvous burns begins only after determination of the actual vehicle insertion orbit. The paper describes an approach in which the first two rendezvous burns are performed as soon as the spacecraft reaches the reference orbit and the values of the burns are calculated prior to the launch based on the pre-flight data for the nominal insertion. This approach decreases the duration of the rendezvous by one orbit. The demonstration flight of a Progress vehicle using the proposed profile was implemented on August 1, 2012 and completely confirmed the correctness of the imbedded principles. The paper considers the possible improvements of the proposed approach and recovery from the contingencies.