PWM低速爬行状态系统波动分析

脉宽调制技术（PWM）在自动控制领域有着广泛的应用。然而，在实际工程应用的过程中，包含PWM的系统在低速驱动的条件下难以达到高精度速度指标的要求。在工程实践经验的基础上，对这一问题进行详细分析，提出PWM的截断效应和移频效应引起波动的理论，并结合典型的机电伺服系统模型进行仿真，完成仿真层面的验证。仿真结果展示了机电伺服系统在低转速状态下由于PWM的截断效应引起转速波动的现象，契合了实际系统中表现的情况，验证了截断效应和移频效应的正确性，为提高系统精度指标提供了依据。     

非恒定增压式微尺度拉瓦尔喷管流动特性

针对微尺度喷流在航天器运动状态切换时出现的非恒定增压变化,采用直接模拟蒙特卡洛(DSMC)方法对阶跃式增压和线性式增压两种模式下的微尺度拉瓦尔喷管流场进行了模拟,并对其变化过程中的流动特性进行了对比分析。结果显示：阶跃式增压会导致流动特性出现较大幅值的峰谷式波动,而线性式增压下的流动特性则呈现出线性变化的特点;黏性力对微尺度喷流的非恒定增压变化产生了重要的黏滞作用,在喉部扩张段至出口的流场中尤为明显;在设定的条件下,阶跃式增压过程中喷流产生的总冲量较线性式增压高59.5%,质量流量高74.7%,单位工质提供的冲量低约8.6%,波动性也高于线性式模型,阶跃式增压适用于系统需要较大推力改变运动状态且推进剂充足的情况,而线性式增压在系统精确微调或需要推进剂产生更高效能时具有明显的优势。     

火星大气来流模拟装置CFD仿真与试验

根据我国火星着陆巡视器工作过程,其着陆发动机需要在相对火星大气高速迎风运动中可靠点火。由于巡视器着陆时发动机喷管出口气流与火星稀薄气流方向相反,目前无法通过理论计算准确获得着陆过程的动态流场对发动机起动过程的影响量值。为验证火星着陆环境下发动机点火的适应性,需要建立发动机的火星大气来流试验环境模拟条件。为模拟发动机在火星大气条件下的相对运动,在真空舱内发动机保持固定,前端设置环形来流形成装置,该装置在发动机喷管周围形成一定速度的逆向来流包络。采用数值模拟技术结合试验验证方法,在火星着陆器巡视器主发动机性能考核试验中,针对来流的形成装置开展了设计研究工作。来流模拟试验测试数据表明:在确保贮箱供应压力稳定的条件下,来流模拟系统能够形成100~200 m/s速度的稳定来流,发动机在来流下能稳定启动工作,真空舱压力满足试验要求。     

空间站燃烧科学实验系统设计

建立空间站燃烧实验系统，可满足未来空间微重力燃烧实验系统需求.通过空间站微重力燃烧实验研究，可拓展空间燃烧学研究.根据所要实现的功能及燃烧实验需求，对中国空间站燃烧柜的燃烧科学实验系统进行了设计和分析.燃烧科学实验系统由8个子系统组成，是一个适合开展气、液、固多种燃料燃烧实验的综合性实验系统.考虑到强度设计要求，在完成方案设计后，对系统进行了有限元分析，并在研制的结构件上进行了力学环境实验.实验与分析结果表明，本文设计的实验系统能够满足环模实验的要求，结构合理可行.      

Reconfigurable fault-tolerant control for supersonic missiles with actuator failures under actuation redundancy

Aircraft undergoing actuator failures into under-actuation have been seldom studied in literature. Aiming at addressing actuator failures of Total Loss of Effectiveness (TLOE) as well as Partial Loss of Effectiveness (PLOE) resulting in different system actuations, reconfigurable Fault-Tolerant Control (FTC) is proposed for supersonic wingless missiles under actuation redundancy. The under-actuated system of TLOE failure patterns is solved by transformation to cascade systems through a ‘shape variable’. Meanwhile, actuator TLOE faults of different unknown failure patterns from proper actuation to under-actuation are accommodated by a reconfigurable adaptive law on a multiple-model basis. The backstepping technique with the Extended State Observer (ESO) method adopted as a basic strategy is applied to an established symmetric coupled missile system with actuator PLOE faults, modeling errors, and external disturbances. Additionally, the nonlinear saturation characteristics of actuators are settled by an auxiliary system with the Nussbaum function technique. The stability of the control system is analyzed and proven through Lyapunov theory. Numerical simulations are implemented in the presences of aerodynamic uncertainties, gust disturbance, and actuator failures. Results demonstrate the effectiveness of the proposed method with satisfactory tracking performance and actuator fault tolerance capacity.     

低轨天基信息定向分发区域分割编码控制方法

为提高低轨指向性信息分发链路的频谱利用效率，从天基分发平台与地面用户的相对位置关系入手，建立了分发指向、编码增益与信道传输容量的量化关系。在此基础上，提出一种低轨天基信息定向分发区域分割编码控制方法，该方法针对不同信息分发区域，采用最小均方误差(MMSE)作为区域分割准则选择编码方式，既提升了信道传输效率也便于工程实现。最后，本文通过仿真分析了方法的效能和性能影响因素，并与现有自适应编码方法进行了对比，验证了本方法的有效性和可靠性。     

大型客机低速构型高雷诺数风洞腹撑支架干扰数值模拟

风洞到飞行相关性修正是获取现代大型客机低速气动特性的重要手段，通常采用增压提高风洞试验雷诺数，而支架干扰修正是该修正体系的一个关键环节。采用数值模拟研究了增压风洞腹撑的支架干扰，并分析了腹撑对飞机各部件的干扰及其对风洞流场的影响。通过数值模拟与风洞试验对比，表明升力系数相差0.006，阻力系数最大相差0.001 2，俯仰力矩系数最大相差0.01，验证了CFD数值模拟方法的可靠性。CFD计算结果表明：腹撑使得全机升力增加、阻力减小，俯仰力矩增加；腹撑对升力影响的主要部件是机翼，腹撑使得风洞中心以上动压增加，提升上翼面流速，从而增加了机翼的升力；与传统认识不同的是腹撑对阻力影响为负，且主要影响部件为缝翼，原因为缝翼下偏使得法矢分量向前从而减小了阻力；腹撑对俯仰力矩影响的主要部件是机身及平尾。研究结果揭示了腹撑对飞机气动特性影响的量级、主要影响部件及其流场变化，可为支架干扰数据修正及支架优化设计提供参考。所得结论可更好用于支架干扰试验的开展及风洞到飞行数据的修正，具有一定的工程实用性。     

Near-wall topological patterns and flow structures over a simplified Danaus plexippus model

Studies on the high-lift mechanisms of butterfly gliding flights shed light on the design of the micro air vehicles. The flow field around a simplified Danaus plexippus model is investigated using the hydrogen bubble visualization and the Particle Image Velocimetry (PIV) techniques. There are three near-wall topological patterns with different Angles of Attack (AoAs): the separation bubble, the Leading-Edge Vortex (LEV) and the high AoAs flow. For the separation bubble pattern, two saddles and two foci form in the middle of the model. The features of the LEV pattern are the leading-edge separation lines. The topological characteristics of the separation lines are changed by the interaction between the LEV and the Wing-Tip Vortex (WTV). For the high AoAs flow pattern, four unstable foci are found at the forewing and the hindwing respectively. The angle between the trajectory of the WTV and the model increases with increasing AoA even though the slope of the WTV angle versus AoA curve declines at the moderate AoAs.     

航空电子产品电磁环境效应模块化设计方法

对高强度辐射场（HIRF）环境特点与干扰类型进行分析，采用理论计算、计算机仿真技术（CST）的仿真分析及实测等方法分别对某型飞机航空电子系统综合显示单元的外部强电磁辐射场孔缝耦合、场线耦合及芯片前端电路影响关键芯片的相关规律进行了研究，给出了相关设计建议。结果表明，可通过分析孔缝、场线耦合获得进入关键芯片前端电路的电磁干扰能量，再结合关键芯片前端电路网络对干扰的插入损耗分析，获得关键芯片在外部强场激励下的感应电压。