基于几何设计法的航空发动机内外机匣减振控制新方法

航空发动机在运行过程中，由于其结构的复杂性和外部气流的不稳定性，不可避免地会产生大量的振动问题。针对航空发动机整机振动问题，首先根据航空发动机的实际结构并结合经验总结，建立了一种通用的转子-支承-机匣振动传递动力学模型，并从航空发动机内外机匣减振控制问题出发，利用一种新型的控制算法（几何设计法），在有限频域内来设计减振控制器，在传感器和执行机构受限的情况下，尝试对多个输出量（即航空发动机的内机匣和外机匣）进行减振控制，并与经典控制理论法比例、微分、积分（Proportional integral derivative,PID）设计的减振控制器进行减振效果对比，最后通过Matlab/Simulink搭建仿真模型并进行仿真验证。结果表明，几何设计法在有限频域内可以直观地获得最优控制器的存在性、唯一性、最优性，对于主控对象的减振控制最优可高达25 dB，相较于传统控制方法形成明显优势。     

机翼部段静力试验优化设计方法

飞机结构部段结构静力试验是验证结构承载能力、有限元模型等设计指标的重要手段。部段试验相比全机试验规模较小，但需要解决边界分离面刚度匹配、支持模拟、加载模拟等技术难题，保证结构考核精度不受影响。某型飞机机翼为联翼式桁架布局，取中间一段机翼进行静力试验，需要解决多分离面优化设计，气动惯性载荷优化设计及施加等问题。采用分级解耦的设计思想，将试验设计的各个影响因素逐级剥离并建立相应的分析对比模型，依据结构响应误差进行优化设计，评估每一级简化模拟带来的误差。以结构有限元数值仿真为基础，提出了多铰支接头位移+主动载荷混合边界模拟，分离面加载假件刚度解耦设计与优化，桁架式机翼载荷优化设计及载荷施加等试验技术，使部段试验设计精度达到较高水平。     

飞机主动侧杆系统用双三相永磁同步电机的设计与转矩性能分析

针对主动侧杆系统的运行需求，本文设计了一款双三相永磁同步电机，介绍了该种电机的基本结构和优点，分析了极槽配合和裂比两大关键参数的设计方法，研究了在空间限制下电机尺寸设计策略，分析了关键参数对电机性能的影响，对比了参数变化时电机转矩、转矩脉动的变化趋势，研究了电机的优化方向和参数，确定了电机的结构尺寸、绕组分布等参数。通过仿真验证了理论设计的正确性。所设计的电机输出转矩符合设计需求，转距脉动较小，不会为操纵杆手柄带来震荡的问题。电机单余度工作情况下，仍然可以达到额定转距的输出需求，保证了系统的安全性。     

附加连接对主动指向超静平台控制效果的影响

超精超稳超敏捷卫星在航天器星体平台的基础上引入二级控制主动指向超静平台（ASP）实现了载荷的振动隔离与敏捷机动。载荷与卫星平台之间的附加连接可能导致系统指向精度与隔振效果的下降。为此，利用仿真与试验分析研究了线缆、热管等附加连接对主动指向超静平台控制性能的影响。首先，利用牛顿-欧拉方法建立了超精超稳超敏捷卫星多级动力学模型，将线缆、热管连接等效为附加刚度，建立附加连接的力学模型，为分析附加连接对系统产生的影响提供动力学基础。其次，仿真分析了附加连接对系统隔振效果、稳定性的影响，为实际卫星的设计与测试提供理论支持。为进一步掌握附加连接的刚度特性和对系统控制性能产生的影响，设计对主动指向超静平台开展控制系统的全物理仿真试验。试验结果表明，采用试验中线缆、热管的装配布局对主动指向超静平台控制的稳定性、指向精度与稳定时间均无明显影响，试验中线缆、热管的装配布局对整星的安装设计有重要参考意义。最后，提出了一种自适应预设性能非线性控制器，解决了附加刚度存在下平台与载荷之间的耦合与振动抑制问题，数值仿真结果显示，提出的自适应预设性能控制改善了载荷与平台之间的动力学耦合问题，进一步提升了载荷的敏捷机动...     

仿尺蠖型火星车设计与验证

针对传统被动悬架式火星车在火星复杂地形运动中可能存在的问题，设计了仿尺蠖型火星车，包括沉陷脱困设计、爬坡设计、防托底设计和抬轮设计；识别了仿尺蠖型火星车移动系统的关键参数，计算得到不同火星车抬升高度的关键参数值和一个尺蠖运动周期的位移值；计算结果表明仿尺蠖型火星车可以解决被动悬架式火星车的上述问题。对所设计的仿尺蠖型火星车开展了地面试验和飞行试验验证，地面试验验证了车轮沉陷脱困能力、越障能力和爬坡能力；作为仿尺蠖型火星车应用的实例，“祝融号”火星车成功经历了飞行试验，它在火星表面的顺利运行表明仿尺蠖型火星车设计措施有效。     

主动全向声纳浮标性能预测

主动声纳浮标适合探测安静型潜艇,预测主动声纳浮标的性能已成为航空反潜战的重要内容。文章首先简要分析了水声传播模型、海底和海面损失模型以及混响模型等声纳模型的优劣并进行合理选择；在此基础上,提出了一种主动全向声纳浮标性能预测系统的总体方案,并设计了相应软件；最后,针对不同的海洋环境进行仿真实验。该系统能预测主动声纳浮标在各传播方向、水平距离和深度的传播损失及检测概率,可以用于分析浮标性能的时空变化特性,为优化使用声纳浮标提供参考。     

下表面射流的超临界翼型气动性能分析

为探究下表面射流关键参数对超临界翼型气动性能的影响，采用雷诺平均NavierStokes(RANS)方程与Spalart-Allmaras(S-A)湍流模型进行数值模拟。通过比较基准RAE2822翼型与下表面射流翼型的流场，验证下表面射流能够在翼型后缘诱导产生逆时针分离涡，带动流线向下偏折，增加了翼型的等效弯度，同时加大前缘的吸力峰，从而提高翼型的气动性能。进一步探究射流位置、射流动量系数、射流角度、马赫数等关键参数对RAE2822翼型气动性能的影响规律。结果表明：给定状态下，下表面射流的位置越靠后，动量系数越大，翼型的气动性能越优。下表面射流在α=0°和2°时的最优射流角度为110°，在α=4°时的最优射流角度为160°，且在最优射流角度下能有效提高翼型马赫数在0.3～0.6范围内的气动性能。     

大气环境监测卫星星载激光雷达二氧化碳遥感反演方法及精度验证

目前卫星被动遥感二氧化碳存在空间覆盖不足、时空分辨率不够、地球两极和夜间缺少数据等问题，对二氧化碳的源汇研究带来很大的不确定度，同时也制约着利用卫星遥感温室气体探究全球变化。2022年4月我国发射了全球首颗搭载主动激光雷达探测二氧化碳的卫星-大气环境卫星。其上搭载了的气溶胶和碳探测激光雷达(ACDL)，利用1 572 nm的两束激光，可以反演干空气中加权平均的二氧化碳柱浓度。初步与香河站(全球碳柱总量观测网)站点比对的平均偏差为0.48 ppm，Sodankyla(全球碳柱总量观测网)站点的比对的平均偏差为0.8 ppm，精度超过被动遥感卫星。     

涡轮叶尖热主动间隙控制系统布局分析

涡轮叶尖间隙控制系统是现代军、民用大涵道比航空发动机普遍采用的提高发动机性能的重要系统之一。本文分析研究了现代大涵道比航空发动机典型的涡轮叶尖热主动间隙控制（ACC）系统的结构布局及冷却空气流向，根据各自特点将其总结归纳为双层机匣内置冲击隔板和机匣外部环绕冲击冷却管两种形式。其中，双层机匣内置冲击隔板布局结构简单，采用的引自高压气源的冷气在实现间隙控制功能后可以用于二次冷却其他部件，但从高压压气机中间级引气的性能代价比较高，因此实际应用较少。机匣外部环绕冲击冷却管布局结构件较多，但可以实现冷却管与机匣外壁凸肋的紧密配合，从而实现最优的冲击靶向位置及冲击距，增强机匣热响应效率，而且采用引自风扇后低压气源的冷气的性能代价低。从发动机实际应用来看，机匣外部环绕冲击冷却管布局在现代大涵道比发动机上应用较多，成为涡轮热主动间隙控制系统结构布局的发展趋势。     

基于LPV的主动隔振平台单支腿鲁棒控制器设计

利用控制力矩陀螺(CMG)实现敏捷姿态机动控制时，保证机动过程控制输出力矩快速响应的同时，还需要保证机动到位后有效隔离CMG的机械振动以实现高稳定度姿态控制。针对控制CMG主动隔振平台，将控制CMG外框角速度作为变参数，提出单支腿主动隔振平台控制器的一种基于线性变参数（LPV）控制设计实现方法，通过与其他主动隔振控制方法性能比较分析，所提方法在兼顾敏捷姿态机动期间和机动到位后对主动隔振平台不同的力学传递要求方面有更好的性能。