基于自抗扰技术的挠性航天器高精度指向控制

针对存在外部干扰和模型不确定性的挠性航天器,提出了一类新颖的基于自抗扰技术的控制方案,实现无姿态角速度反馈的航天器对目标高精度姿态指向控制。对目标相对姿态指向控制系统进行建模,引入一光滑连续秦函数,构造三阶扩张观测器,观测系统姿态角速度和总扰动,并利用其实现动态补偿线性化及扰动抑制。针对单框架控制力矩陀螺群作为执行机构常存在的奇异,引入零空间空转指令设计了一类奇异避免操纵律。将控制系统方案用于某挠性航天器模型,仿真结果验证了方案的有效性、合理性。     

舰载飞机纵向着舰自抗扰导引系统设计

为使舰载飞机沿着理想的下滑轨迹安全着舰,自动着舰系统必须具备跟踪甲板运动和抑制气流扰动的性能。因此,采用自抗扰控制器(ADRC)设计了纵向着舰导引系统。仿真结果表明,自抗扰导引系统不但对典型输入的跟踪性能令人满意,而且抑制突风扰动的能力较强;和PID导引律相比,系统响应的品质有较大的改善。     

太阳风扰动对极光电急流和环电流指数的影响

利用WIND卫星的太阳风观测数据和地磁活动指数, 研究了太阳风扰动对环电流SYM-H指数, 西向极光电急流AL指数和东向极光电急流AU指数的影响. 结果表明, 太阳风动压增长和减少能够同步或延迟引起地磁活动指数的强烈扰动, 其包括环电流指数的上升, 西向极光电急流指数的下降和东向极光电急流指数的上升. 太阳风动压的突然剧烈增加还能够触发超级亚暴和大磁暴. 太阳风动压脉冲引起的地磁效应具有复杂的表现形式, 这说明太阳风动压脉冲的地磁效应不仅与太阳风动压脉冲大小和持续时间有关, 还与磁层本身所处的状态有关. 时间尺度较长, 消耗能量较大的磁暴只有大的持续时间较长的太阳风动压脉冲才能激发.     

基于ADRC的航空发动机限制保护器设计

发动机限制保护器在航空发动机运行过程中对特定的被限制量进行实时监控,在其超出安全范围时实施限制,实现对航空发动机的保护.将自抗扰技术用于限制保护控制器设计,利用自抗扰控制器的扩张观测器,动态估计未知扰动和系统特性,对实际控制量进行反馈补偿,实现超限后的快速保护,提高了发动机的安全性.仿真结果表明:所设计的自抗扰限制保护控制器能将超限偏差有效转化为对主回路指令的修正,综合控制系统响应速度快,达到了限制保护的目的.     

子母弹抛壳过程非定常流动的数值模拟

利用弹簧近似和网格重构相结合的非结构动网格技术,耦合求解Euler方程及弹道方程,模拟飞行在46千米高空、0°攻角、马赫数6.5、壳片分离初速分别为6m/s,12m/s、壳片分离角速度分别为0°/s,50°/s,150°/s的子母弹抛壳动态过程.研究表明,抛壳初期,壳片与母弹周围形成复杂流动,在壳片内表面存在激波的生成、发展、减弱等非定常过程,导致壳片受到气动力随着分离距离增加表现为很强的非线性特征;壳片分离初始角速度对壳片姿态的影响不是线性的,尽管分离初始角速度增加到150°/s,由于转动惯量小、俯仰力     

Breakdown过程长度及其前后边界层名义厚度的变化

采用数值模拟的方法,模拟了平板边界层的转捩过程及发展的湍流,在此基础上,研究了不同初始扰动对转捩持续时间和湍流边界层厚度影响的共性和差异.研究结果表明:在不同的波数情况下,计算得到不同的初始扰动引起的转捩的持续时间不同.在给定基本波数情况下,如果初始扰动在展向不是对称的,那么,它们引起的转捩后平均边界层厚度与转捩起始点处边界层厚度的比值δ_e/δ_b在相当长的时间内表现出相同的增长规律,这一增长规律与所加的初始扰动无关.然而,展向是非对称的表现出不同增长规律.      

一种基于人工扰动电离层的通信对抗技术研究

研究了扰动后的电离层对不同波段的电磁波传播的影响,并探讨了该项技术在通信对抗上的具体应用。结果表明:受扰电离层可以引导VLF波进行"哨声模式"传播,进而实现对潜通信;可以使得HF波传播轨迹发生偏转、逃逸、聚焦和散焦,进而实现短波干扰;可以降低卫星通信频率,进而利用新波段实现卫星保密通信,同时还能产生透镜效应,对实现卫星通信的VHF电波产生额外增益,增强通信效果。     

火箭助推器从芯级飞行器动态分离过程的数值模拟

利用弹簧近似和网格重构相结合的非结构动网格技术,耦合求解Euler方程及弹道方程,时间方向采用四步Runge-Kutta方法,空间方向采用改进Barth和Jespersen限制器的通量分裂方法,数值模拟火箭助推器从芯级飞行器动态分离动力学过程。首先,计算单独芯级飞行器流场,与实验数据相比,符合较好;其次,计算火箭助推器和芯级飞行器组合体流场,得到分离前状态和气动力特性;在此基础上,比较采用弹簧和火箭作为控制力的两种分离方案,研究两侧火箭助推器分离不同步、攻角、侧滑角等因素的影响。研究表明,弹簧分离初期火箭助推器位移和姿态主要取决于弹簧控制力,弹簧全部断裂后气动力的影响加快姿态发散,在给定的设计参数条件下,可以实现安全分离;火箭分离存在复杂的喷流干扰,喷流对助推器的包裹作用使得分离初期自由来流影响较小;另外,分离过程对芯级飞行器的气动干扰不容忽视。