一种Ka频段波导三路功分器设计

利用波导E-T结构,将二路等功率分配器与二路不等功率分配器级联,构成一种毫米波三路等功率分配器。完成该结构的仿真设计和测试,结果显示,在34～36GHz频带内,其净插入损耗优于0.33dB,回波损耗小于-18dB。     

变化风场下近空间飞行器机体/发动机一体化飞行力学建模与分析

近空间飞行器飞行包络大、环境变化复杂、参数变化激烈,对其开展飞行控制技术研究工作的首要问题是对此复杂系统基本物理规律准确把握和描述,并依此建立其机理运动模型。针对机体/发动机一体化设计的近空间飞行器,系统地进行了飞行力学分析,并推导了变化风场下近空间飞行器在高超声速条件下的完整的6-自由度12-状态的动力学方程和运动学方程,体现出变化风场的影响和推力矢量的作用。随后,对其在不同条件下的开环控制特性进行了仿真研究,直观表现了系统的快时变、强耦合、强非线性和不确定性等特点。所得结果可用于未来高超声速飞行器轨迹管理、飞行控制等问题的概念设计和仿真研究。     

核壳结构纳米铝粉热学行为

为了研究不同表面包覆物对纳米铝粉热学行为的影响,采用激光-感应复合加热法制备了三种不同表面包覆的核/壳结构纳米铝粉(氧化铝钝化、碳包覆及增塑剂DOS包覆)。采用高分辨透射电镜(HRTEM)对制备的纳米粉末结构进行表征,并采用差示扫描量热及热重分析(DSC-TG)对不同物质包覆纳米铝粉的热学性能进行研究。结果表明,这些纳米粒子均呈现出明显的核壳结构,且包覆层厚度约3.5nm。这三种不同表面包覆纳米铝粉在400℃至铝熔点(660℃)之间均发生了氧化,但非氧化物包覆纳米铝粉(碳包覆与增塑剂DOS包覆)的氧化开始温度及峰温比氧化铝钝化纳米铝粉提前了约30℃左右,而且氧化放热热焓和氧化质量增重均高于氧化铝钝化纳米铝粉,表明这两种非氧化物表面包覆对纳米铝粉的热学行为有积极的影响。最后对不同物质包覆纳米铝粉的破壳氧化机制进行了探讨。     

主动电磁轴承失效后柔性转子坠落在备用轴承上的瞬态响应实验研究

测量了主动电磁轴承支承的柔性转子系统在主动电磁轴承失效后转子坠落在带有固定间隙滚动型备用轴承上的瞬态响应,分析了转子的工作转速、转子不平衡量以及备用轴承碰撞面上的润滑条件等对转子瞬态响应的影响。结果表明,大多数情况下在主动电磁轴承失效后转子系统出现了在间隙圆底部的摆动以及在整个间隙圆范围内的碰撞型回转运动。主动电磁轴承失效后转子系统瞬态响应的大小与转子在电磁轴承失效前的振动、转子的工作转速以及备用轴承碰撞面上的润滑条件等密切相关。通过适当改变备用轴承碰撞面上的润滑状态,可以有效地控制电磁轴承失效后转子系统瞬态响应的大小,降低电磁轴承失效后转子在整个间隙圆范围内的碰撞型回转运动以及全间隙圆范围内的摩擦型回转运动的可能性,从而减小碰撞对转子及其备用轴承的影响。     

多星任务规划中的FFFS-DTMB与ADTPC-DTMB算法

 多星对地观测任务规划是一类典型组合优化问题,针对该问题中常见的时间窗口冲突问题,根据同一时间窗口内的冲突任务的处理方式提出了两种有效处理此类问题的规划算法：带有冲突任务时间窗口后移的先完成先规划算法(FFFS DTMB)以及冲突任务共存性判断算法(ADTPC DTMB),并给出了关键步骤的算法过程与伪代码。完整的卫星任务规划过程包括了约束检查、优先级检查以及任务规划,不考虑任务间关系与优先级,主要研究处理具有时间窗口冲突的任务规划算法。文中给出的两种算法优化目标均为最大化规划任务数量。算法的主要思路是通过采用一个冲突任务替换一个已规划的任务,并将替换任务后移至下一时间窗口或在同一时间窗口内部后移。最终的评价结果显示了两种算法的有效性。     

机动飞行时发动机转子系统动力学统一模型

利用Lagrange方程建立了飞机在任意空间机动飞行时发动机安装在飞机上任意位置条件下不平衡多盘、多质量和多轴承线性及非线性柔性转子系统动力学的统一模型,讨论了飞机的空间机动飞行对发动机转子系统动力特性的影响.结果表明飞机的空间机动飞行不仅在发动机的转子系统上产生了非周期性的附加外激励力,而且还会产生附加的阻尼和刚度效应,这些效应不仅会影响转子系统运动轨道的大小而且会使转子系统运动轨道的中心发生偏移,从而可能使发动机转子与定子之间发生局部的碰磨.因此,在分析航空发动机转子系统的动力特性时,必须考虑飞机机动飞行因素对转子系统动力特性的影响.      

弹性高速飞行器的状态/参数滚动时域估计

针对弹性高速飞行器非线性、不确定性和刚体/弹性耦合的特点,提出了一种基于QR分解和滚动时域估计的状态/参数联合估计方法。首先,通过引入滚动时域策略,将状态/参数估计问题转化为固定变量数目的优化问题,能够较好地处理时变参数的估计问题。然后,利用前向动态规划原理,将到达代价的计算转化为最小二乘问题,并利用QR分解进行求解,从而给出了基于QR分解的到达代价更新方法。这样使得整个滚动时域估计方法都建立在优化的基础上,且引入了反馈机制,提高了估计精度和速度。仿真结果表明:滚动时域估计的精度明显优于扩展卡尔曼滤波,且基于QR分解的到达代价更新方法在速度上优于传统的基于估计误差协方差的到达代价更新方法。      

DATCOM在飞翼无人机飞行运动建模中的应用

动力学建模所需的气动导数一般均采用传统的方法,如流体力学(CFD)或者采取实际的模型进行风洞试验估算,有一定局限性。本文通过DATCOM软件对某大型飞翼无人机进行分析,更快更方便地得到了空气动力系数,再利用Matlab中的相关函数进行数据插值,结合无人机刚体运动模型建立一个以M文件为主体的六自由度仿真模型,并进行了模型开环仿真,仿真结果能一定程度揭示出无人机的实际飞行运动规律。     

质量矩导弹构型及自适应控制律设计

 质量矩导弹姿态运动模型含有活动质量块的位置、速度和加速度项,是典型的带有输入非线性的快时变多体系统。从构型和控制律设计两方面入手研究该类导弹跟踪控制问题。通过对姿态动力学模型的深入分析,获得了一种使系统具备良好动态品质的构型。以此为基础,建立了仿射型姿态运动模型,利用退步方法设计了控制律;考虑到系统中存在气动参数、外界扰动和执行机构动态特性等不确定因素,设计了鲁棒自适应补偿项;最后进行数学仿真,通过与标准退步控制律进行比较,验证了该控制律的有效性。     

基于径向基神经网络的空天飞行器鲁棒自适应轨迹线性化控制

基于轨迹线性化控制方法(TLC)以及径向基神经网络(RBFNN)技术研究了一种新的鲁棒自适应轨迹线性化控制方案并应用于空天飞行器(ASV)飞行控制系统设计中.首先基于被控对象的分析模型设计系统的TLC控制器,然后利用RBFNN对系统不确定的逼近能力,设计了鲁棒自适应控制器及参数的自适应调节律,并采用Lyapunov方法严格证明了闭环系统所有误差信号一致最终有界.最后应用新控制方案设计了ASV飞行控制系统,仿真结果表明了方法的有效性.