美国军用航空动力的发展趋势

进入21世纪,美军武器装备发展指导思想发生重大转变,放弃始于20世纪80年代基于敌对威胁的防御计划,转而实施基于敌对能力的防御计划,旨在发展和保持美国的航空、航天及信息优势。基于这一指导思想,美国空军2020年远景报告展示了美国空军未来作战概念,包括全球攻击,全球机动,全球持续打击,太空和C4ISR(指挥、控制、通讯、计算机、情报、监视和侦察),灵活作战支持。美国已针对这些作战任务所需的高速涡轮发动机、冲压发动机、超燃冲压发动机、脉冲爆震发动机、火箭发动机、组合循环发动机和极高效推进技术,开展了大量技术研究工作,并取得重大进展。特别需要关注高速涡轮发动机和超燃冲压发动机技术发展。     

高超声速飞行器鲁棒自适应控制律设计

针对具有强耦合特性与模型不确定性特点的高超声速飞行器控制问题,提出了一种新的鲁棒自适应控制律设计方法。首先,结合高超声速飞行器数学模型,在引入参考模型的基础上,建立了一种具有非匹配特性的耦合控制模型。然后,基于该非线性模型,结合Riccati方程,通过动态调节参数的方法,得到了一种鲁棒自适应控制律。最后,对该控制算法的有效性进行了仿真验证。仿真结果表明：此算法在气动参数摄动与干扰同时存在的情形下,可以满足高超声速飞行器的稳定飞行要求。     

基于输入成型法的空间站变构型过程挠性振动抑制策略

针对空间站组合体变构型引起的挠性附件振动问题,将航天器大角度机动中用于抑制挠性振动的输入成型思想引入到变构型过程中,提出一种新的变构型策略。首先根据拟坐标拉格朗日方程建立组合体变构型动力学模型,然后采用零振动和零微分法(ZVD)和级联法求出变构型系统的输入成型模型,最后根据初始变构型策略的特点和期望构型的约束确定新的变构型策略。将基于输入成型的变构型策略应用于组合体变构型时,仿真结果表明,由变构型引起的挠性振动得到显著抑制,各阶振动的最大振幅可以抑制到原来的10%～20%,对低阶振动抑制效果尤为明显。     

基于终端角度约束的滑模制导律设计

针对打击地面目标的制导问题,提出了一种新的具有终端角度约束的鲁棒滑模制导律。在建立地面目标和导弹的相对运动学关系的基础上,基于零化弹目视线角速率的思想,采用变结构控制理论的方法,通过选择理想的终端角度确定一个光滑的非线性滑动模态,代替传统末制导律设计的滑动模态,利用Lyapunov稳定理论设计得到了具有鲁棒性的滑模末制导律,实现了在有限时间精确打击目标,满足终端角度的要求。数字仿真表明,这种制导律对目标的运动具有很好的鲁棒性和适应性,并能获得良好的制导精度和指定的终端角度要求。     

空射弹道导弹助推段弹道设计与优化

在弹道优化设计研究中,针对空射弹道导弹弹道优化两点边值问题解析求解困难且对参数敏感的问题,基于将过程优化问题转化为参数优化问题的思想,采用了飞行程序角设计的参数优化方法。根据空射弹道导弹亚声速水平发射的特点,首先基于动力特性设计了其助推段飞行程序角模型,确定了恰当的控制变量参数化结构,在满足飞行过程的多种约束条件下,建立了弹道优化模型,引入序列二次规划法对其进行优化计算,从而实现了对确定优化目标的轨迹快速生成。仿真结果表明,弹道优化计算时间缩短,收敛速度明显提高,可在原有设计基础上,提升优化指标16%,验证了该方法的有效性。     

机器人的空间位姿误差分析方法

采用了五参数模型作为机器人的运动学模型,根据相邻构件间的误差传递关系,应用位姿建模矩阵法建立了机器人的位姿误差模型,并编制了基于C++的位姿误差分析软件.利用所编制的误差分析软件,针对一6-DOF空间摄像机器人具体实例,计算分析了参数变化对机器人的末端位姿误差的影响规律,并绘制了该机器人的等误差曲线图.通过所建立的五参数误差模型和分析软件,可以直观地了解机器人机构的误差分布情况,便于合理地使用机器人或进行机器人机构误差的校正.研究结果为机器人的误差补偿提供了依据.     

高阶次月球重力场模型截断下的低轨环月卫星轨道受摄分析

研究低轨月球卫星在月球非球形摄动和地球第三体引力摄动作用下轨道高度变化问题.首先依据Kaula准则比较分析目前国际上公认的最精确的两个重力场模型GLGM-2和LP165P,提出了在一定阶次截断重力场模型的问题,然后通过仿真不同阶次重力场模型作用下轨道高度为50km的圆形极轨道环月卫星轨道特征的变化,验证了 50km以上高度卫星非球形摄动分析时可以将重力场模型截断至一定阶次的结论,并利用截断至70阶次的重力场模型仿真得到了50km和200km圆轨道卫星无控条件下正常运行的时间.最后在仿真地球引力对200km圆轨道卫星高度影响的基础E仿真其在月球非球形和地球引力摄动作用下轨道要素变化,对低轨环月卫星轨道保持控制提供依据.     

基于变质心控制的再入飞行器机动能力分析

变质心控制作为一种新颖的控制方式,可克服传统再入飞行器气动舵等控制方案存在的舵面烧灼等弊端,它通过主动移动飞行器内部若干个质量块,可以有效调整飞行器的姿态并实现飞行器的姿态和机动控制.本文在推导变质心再入飞行器动力学方程的基础上,对该动力学方程进行了必要的简化,从而得到了变质心再入飞行器纵平面内的动力学和运动学方程,并计算得到质量块不同行程下飞行器可产生的法向过载大小.本文的研究对于变质心再入飞行器控制系统的设计提供了必要的理论参考依据.     

面关机针栓式喷注器发动机头部传热分析

对面关机针栓式喷注器发动机头部的传热情况进行了分析建模,应用数值方法分别计算了发动机在工作过程和关机后头部集液腔内推进剂温度的瞬态变化情况.计算结果表明,发动机在工作过程中头部集液腔中的推进剂温升很小,关机后推进剂有不超过200℃的温升.从计算结果来看,头部的推进剂处于安全的温度范围内.     

摄动力对绕飞小行星航天器轨道的影响

绕小行星运行的航天器由于受到摄动力的影响,运行轨迹会偏离二体假设下的圆锥曲线轨道。分析摄动力对航天器轨道的影响是测量控制系统设计的先导。以绕飞谷神星的航天器为例,考虑各种摄动对航天器轨道的影响,建立了非球形摄动力、太阳光压摄动力以及太阳引力摄动力的数学模型,从理论上分析了这些摄动力对航天器绕飞轨道的影响,并仿真验证了理论分析结论,直观描绘了所有摄动作用下小行星的椭圆绕飞轨道。