基于显模型跟踪的直升机自动飞行模态设计

阐述了将已设计完成的四通道 MFCS 作为内回路,按自动飞行设计任务规范要求,对MFCS 进行扩展。形成外回路模态:空速控制与保持、高度控制与保持及航向控制与保持。同时提出了工程简化设计方法,并对它们所具有的优良性能进行了实时物理仿真验证及性能分析。     

桨根弹性约束刚度对无人直升机飞行品质影响

基于美国陆军航空设计标准ADS-33E-PRF，从稳定性、操纵性和轴间耦合3个方面，对“跷跷板”式旋翼桨榖加装弹性支承件后的“翼扇涵体”无人直升机进行飞行品质评价。简要介绍了样例无人直升机的飞行动力学模型；结合无人直升机的飞行操纵特点，对ADS-33E-PRF中有关稳定性、操纵性和轴间耦合的内容做了适应性剪裁；以旋翼桨根加装了弹性支承件的样例直升机为例，计算不同弹性约束刚度下的配平特性和飞行品质参数，结合飞行品质评价方法，对样例无人直升机的飞行品质进行评价和比较分析。结果表明:桨根弹性约束刚度对飞行品质中的稳定性、操纵性和轴间耦合3个方面均有影响，并且刚度系数取1左右比较合适。      

典型亚声速飞翼布局无人机红外隐身特性分析

隐身技术作为提高作战生存力的关键环节,是复杂对抗环境下武器装备信息化作战的最重要技术指标。飞翼布局以其独特的隐身优势,成为无人作战飞机首选布局形式。文章以超低RCS亚声速飞翼布局无人机平台为基础,从多频谱隐身特征平衡设计出发,针对其采用低发射率材料前后的红外隐身特性进行了对比分析,验证了红外隐身措施的有效性。     

Multi-agent Q-Learning control of spacecraft formation flying reconfiguration trajectories

This paper presents a novel approach based on multi-agent reinforcement learning for spacecraft formation flying reconfiguration tracking problems. In this scheme, spacecrafts learn the control strategy via transfer learning. For this matter, a new generalized discounted value function is introduced for the tracking problems. Due to the digital nature of spacecraft computer systems, local optimal controllers are developed for the spacecrafts in discrete-time. The stability of the controller is proven. Two Q-learning algorithms are proposed, in each of which the optimal control solution is learned on-line without knowledge about the system dynamics. In the first algorithm, each agent learns the optimal control independently. In the second one, each agent shares the learned information with other agents. Next, the collision avoidance capability is provided. The effectiveness of the presented schemes is verified through simulations and compared with each other.     

高速飞行弹箭目标表面动态热辐射

针对红外系统实时跟踪捕获高速飞行弹箭目标的关键问题,提出了一种用于求解其全弹道动态红外辐射（IR）特性的方法.以典型155mm口径无控弹箭为研究对象,基于Simulink建立了模块化的6自由度(DOF)刚体弹道仿真模型,数值计算并分析了弹道诸元的变化规律.应用热网络法建立了弹体表面耦合换热动态热辐射场的物理模型,推导了弹箭高速旋转飞行的气动加热计算模型,并利用蒙特卡洛(M-C)法考虑了环境热辐射的影响.运用Runge-Kutta法耦合求解节点热平衡方程组,得到了动态气动表面传热系数、温度场以及红外辐射场的分布规律,对比分析了目标在整个飞行过程、不同部位、不同波段内的红外辐射特征.结果表明:目标发射后,其表面温度迅速升高,越靠近弹头部,温度升高速率越快,峰值温度越高；在飞行前20s内,其红外辐射特征明显；随着飞行速度衰减,热量散失较快,辐射强度较弱,且主要集中于8～14μm波段.      

涡桨发动机安装节拉杆系统力学分析

基于涡轮螺旋桨发动机安装节拉杆系统,对各拉杆的受力状态进行分析,推导拉杆系统力学方程,并得到拉杆之间的力学关系,结果显示各拉杆所受拉力比值为常数,该常数仅取决于拉杆的尺寸、安装角度、材料参数等。基于ANSYS Workbench建立拉杆系统有限元模型,对该系统进行静力学分析得到拉杆应变随拉力的变化关系,并得到不同拉杆拉力之间的关系,数值仿真结果与理论分析结论相互印证。为基于安装节拉杆的涡桨发动机飞行拉力测量奠定技术基础。     

基于知识辅助的海面目标航迹起始方法

针对海环境下不同雷达观测测量准确度存在差异而导致观测数据质量存在差异的问题,提出了一种基于知识辅助的海面目标航迹起始方法。该方法首先利用先验知识幅度信息计算幅度似然比,并以幅度似然比的大小来表示观测数据质量的高低;然后,利用幅度似然比辅助Hough空间参数积累,并对航迹初选参数进行初值修正,提高Mean Shift多尺度聚类滤波初值的准确性,减少迭代次数,再通过最优筛选的方法分析得到目标的真实航迹起始数目和航迹起始参数;最后,通过仿真数据证明了本文所提方法的有效性和优越性。     

Robust optimal sliding mode control for the deployment of Coulomb spacecraft formation flying

Inter-spacecraft electrostatic force (Coulomb force) is desirable for close formation flying control because of its propellant-less and free contaminate characteristics attributed to the propellant exhaust emission. This paper presents robust optimal sliding mode control to deal with the problem of thruster saturation in tracking the formation trajectory for Coulomb spacecraft formation flying. The robust controller design is based on optimal control theory as a linear quadratic system, and it is augmented with an integral sliding mode control technique. The stability of the closed-loop system is guaranteed using the second Lyapunov method. The developed controller outperforms the existing ones, because it has a higher degree of fine-tuning to cope with the uncertainty. Numerical simulations are employed to confirm the efficiency of the developed controller.     

轴流叶片非接触式模态特性测试系统的开发与研究

基于涡轮螺旋桨发动机安装节拉杆系统，对各拉杆的受力状态进行分析，推导拉杆系统力学方程，并得到拉杆之间的力 学关系，结果显示各拉杆所受拉力比值为常数，该常数仅取决于拉杆的尺寸、安装角度、材料参数等。基于ANSYS Workbench 建立拉 杆系统有限元模型，对该系统进行静力学分析得到拉杆应变随拉力的变化关系,并得到不同拉杆拉力之间的关系，数值仿真结果与 理论分析结论相互印证。为基于安装节拉杆的涡桨发动机飞行拉力测量奠定技术基础。     

“田园一号”微推进系统设计与性能测试

针对“田园一号”微纳星编队飞行任务的技术需求，开展了微推进系统的总体设计。常规冷气推进由于其比冲低、贮存压力高、结构复杂，难以满足微纳卫星需求。选择R134a作为推进工质，通过将推进剂液化，减小系统体积。基于3D打印技术，设计贮箱、稳压罐、管路一体的推进系统。采用MEMS加工工艺，设计并研制出电加热喷口，从而提高系统比冲。分析了不同喷口尺寸、供气压力以及温度下所产生的推力和比冲大小，确定出喷口设计。表征测试所研制的电加热喷口，结果表明喷口加工误差控制在2%以内。真空条件下，采用扭摆测量系统测试推力器推进性能，测试结果表明，当稳压罐内气体压力在0.1～0.2 MPa变化时，推力大小为5～10 mN。当喷气温度从25℃升至95℃时，推进系统比冲可提升10%以上。