论空间交会中的径向连续推力机动与N次推力机动

文章从相对运动和绝对运动两方面分析径向小推力连续机动在空间交会V-bar接近中的运动规律，对冲量型、连续型和N次推力三类径向推力策略的性能进行比较。径向小推力连续机动的相对运动轨迹呈“旋轮线”型式。N次机动策略变轨速度总和与冲量型转移及连续推力机动所需的变轨速度相等，轨道控制能力提高，视界角比冲量型转移的视界角小，转移时间比连续型推力所需时间减少，且能适应范围更广的推力阶。N次推力机动策略综合性能优良。     

推力矢量和二元喷管

推力矢量是第四代战斗机获得过失速机动性的必要条件,而二元喷管又是推力矢量控制中性能较为优越的一类喷管。本文较全面地阐述了目前世界上推力矢量和二元喷管的发展和现况、二元喷管的构造和性能、二元喷管对改进飞机升阻特性和机动的作用。推力矢量能显著提高飞机在空战中的作战效率以及推力矢量控制所需的效能也在文中作了介绍。     

基于微型涡喷发动机热喷流的无源流体推力矢量喷管的控制规律

流体推力矢量喷管型面固定、活动部件少、结构重量轻，能够为高机动飞行器提供有效的飞行控制手段，但无源流体推力矢量喷管热喷流的偏转控制规律尚未完全掌握。为了推进无源流体推力矢量技术的实用化，本文设计研制了适用于微型涡喷发动机的耐高温喷管模型，对该喷管在微型涡喷发动机热喷流状态下的控制规律进行研究。利用非接触光学显示和测量手段——红外热成像拍摄和粒子图像测速（PIV）技术对主射流流动特性进行研究，获得流动矢量角随二次流控制阀门闭合度变化的控制规律；利用六分量盒式天平测力实验研究无源流体推力矢量喷管的力学特性，获得推力矢量角随二次流控制阀门闭合度变化的控制规律。研究结果表明：该构型喷管在微型涡喷发动机热喷流下主射流连续可控偏转，最大流动矢量角为-12.3°/12.3°，最大推力矢量角为-12.9°/12.8°，控制规律接近线性，不存在主射流偏转突跳问题。     

单推力航天器交会对接轨迹规划及跟踪控制

针对单推力航天器交会对接问题，提出一种轨迹规划及跟踪算法。首先，考虑到追踪航天器只沿本体X轴安装推力器，且推力方向固定，为了实现从起始位置转移至期望位置并满足姿态要求，基于三维螺旋线设计两阶段转移轨迹，根据初末位置以及末端速度方向要求，求解螺旋线参数。该螺旋线可以保证在初末速度方向固定情况下，曲率积分最小。其次，为了降低轨迹跟踪难度并减小初始时刻的位置跟踪控制力，需要将转移轨迹初始速度与追踪星X轴重合。传统螺旋线无法满足该约束条件。本文对传统螺旋线进行改进，提出一种旋转螺旋线轨迹设计方法。通过引入姿态旋转矩阵，将螺旋线在三维空间旋转，在不改变曲线形状的前提下满足初末位置及速度方向要求。然后，为了跟踪转移轨迹以及跟踪期望推力方向，提出基于CLF（Control Lyapunov Function）的滑模控制策略，当追踪星X轴与期望推力方向夹角较大时，采用CLF，保证最优性；当姿态误差收敛至滑模面附近时，切换为滑模控制，以提升系统鲁棒性。最后，通过仿真验证旋转螺旋线相比于传统螺旋线的优势。     

鸭式布局飞机矢量喷流对地面效应影响的风洞试验

针对单发鸭式布局飞机，通过低速风洞试验，研究了矢量喷流对飞机地面效应的影响特性。研究结果表明：发动机喷流使得飞机的地面效应增强，升力系数增加，降低飞机起飞/降落时的飞行速度，缩短起降距离，从而改善飞机起降性能。发动机喷管上/下偏转时，矢量喷流对飞机上下表面气流诱导不对称，均使地面效应阻力系数增量减小。在此基础上，基于数值模拟结果对喷流与地面效应的相互作用机理进行了分析。     

对空间碎片近距随遇悬停的控制方法及悬停燃耗分析

对空间碎片检视或抓捕操控中的悬停控制及燃耗问题进行了研究。通过C W方程，建立任务星近距随遇定点悬停控制模型，通过设计状态反馈控制器分析定点悬停的可控性以及推控要求，结果表明近距悬停需要与悬停位置相关的两个正交方向上的常值连续推力控制量，以及用于抵抗扰动的三轴向上的反馈变推力控制量。分析了近距随遇悬停的推控分系统配置，建立了长时近距随遇悬停的燃耗及燃耗速率的数学模型，最后分析了既满足安全距离需求、又满足悬停方位需求的最小悬停燃耗模型。     

C919供应商动态

LEAP-1C发动机首飞成功 2014年10月6日，在位于美国加利福尼亚州维克托维尔的GE航空集团飞行测试中心，CFM公司为中国商飞C919客机研制的LEAP—1C发动机安装在波音747飞行试验台上成功完成首飞。LEAP-1C发动机配有奈赛公司开发的短舱和反推力装置，它们与发动机构成一个集成推进系统（IPS），IPS是行业首创并专用于LEAP—1C发动机。     

航空发动机推力测量台架原理误差分析

为研究影响航空发动机推力测量台架系统原理误差的因素及作用,针对发动机弹簧片支撑式推力测量台架,以推力偏心假设为基础建立其力学模型,采用理论分析和仿真验证相结合的方法对某试车台架进行原理误差分析.在给定条件下,台架在竖直平面和水平面内的角偏心远小于推力角偏心,并不会对推力测量造成显著影响,台架结构变形引起的角偏心也很小.相比之下,原理误差影响最大的因素依次为推力角偏心、热变形和弹阻力,原理误差分别为0.38％、0.16％和0.04％,应加以控制.当推力偏心量造成的原理误差不能满足精度指标时,需采用原位加载系统或者矢量推力测量台架来评估.     

自主机动条件下的实时定轨方法

中继卫星在跟踪自主机动用户目标时,由于机动轨道未知,需要利用中继卫星下传的星载GNSS(Global Navigations Satellite System,全球导航卫星系统)数据进行实时轨道确定与预报,为中继卫星跟踪提供实时的引导信息,以方便中继卫星快速捕获目标和连续稳定跟踪。针对该类用户目标的任务需求,讨论了基于星载GNSS数据自主机动条件下的实时定轨方法,建立了连续推力机动力学模型。以某一型号卫星的实测数据进行分析验证,并对轨道机动进行辨识,计算的机动加速度和机动时间与试验单位提供的结果一致。针对卫星不同机动情况,5min的观测数据定轨预报10min的弧段,最大位置误差小于8km,可以为中继卫星快速捕获提供高精度的引导信息。     

基于优化智能网络的发动机推力指令模型

针对航空发动机性能退化缓解控制中推力指令模型输入量有限问题,提出1种双智能网络串联的推力指令建模方法.其中子模型Ⅰ采用BP网络映射与推力密切相关的气路参数,其输出作为子模型Ⅱ的输入;子模型Ⅱ采用优化极端学习机(ELM)算法,输出为额定发动机推力,并以此推力为性能蜕化缓解控制指令.为了减小ELM网络规模,提高推力指令模型实时性,采用微分进化算法(DE)优化ELM初始网络参数.数字仿真验证表明:各飞行包线内推力指令模型预测值最大相对误差小于4‰,远优于单一神经网络最大8.17％和单一极端学习机最大14.5％的误差,模型推力指令计算时间仅需0.64ms,实时性好,验证了该推力指令模型的有效性.