长征运载火箭发射地火直接转移轨道研究

针对发射场射向范围和低温入轨级在停泊轨道上最长允许滑行时间严格受限下，工程设计火星探测任务发射轨道时，优化保障2~3周发射日期窗口的困难，以及精确设计拼接探测器分离点时刻轨道6根数耗时周期长等问题，提出了加入滑行时间限制再精确双向微分修正的设计算法（有别于传统B平面矢量法）。由地球影响球边界速度直接解出长征运载火箭入轨点轨道根数，将火箭飞行星下点弧段表示成滑行时间的分析式，快速找到满足诸多设计约束的初始发射轨道；并解决了考虑探测器小幅深空机动后火箭发射轨道的深入优化问题。精确力学模型下数值微分改进后，获得高精度计算结果，同等可比条件下运算精度不低于STK软件。实现了从地面起飞到抵达近火点的飞行轨道整体优化，确保了首次探火工程的顺利实施。      

气膜孔形状对高超声速飞行器对撞流气膜冷却效果的影响

文章通过仿真分析手段研究飞行高度50 km、飞行马赫数15的飞行条件下,不同孔型对对撞流的影响,得到不同孔型对气膜冷却效果的影响规律。采用计算流体动力学(CFD)方法,对在入口压力0.5 MPa、质量流量22.5 g/s的稳定短模态(SPM)工作模态下,气膜孔为圆柱直孔、收缩孔、连续扩张孔、分段扩张孔等工况开展对比研究,结果显示,扩张孔气膜冷却的壁面热流最大,圆柱孔的次之,收缩孔的最小。这表明,通过改变对撞流气膜孔的形状可以改变气流流动特性,进而产生不同的气膜冷却效果,在SPM工作模态下收缩孔的气膜冷却效果最好。     

多臂空间机器人的视觉伺服与协调控制

针对多臂空间机器人自主目标抓捕任务，首先建立多臂空间机器人的运动模型和其与目标的相对运动模型，采用Kane方法建立多臂空间机器人的动力学模型；其次，研究基于视觉伺服的机械臂在线轨迹规划算法，并引入零反作用机动，消除机械臂运动对平台姿态的扰动；再次，在不使用零反作用机动功能时，分别使用基于角动量前馈补偿的协调控制算法和逆动力学方法设计了协调控制器，在机械臂运动时保持平台姿态和相对目标的位置。最后，开发了基于Matlab的仿真软件MASS（多臂空间机器人仿真），仿真结果校验了上述方法的有效性。     

高超声速飞行器再入段LQR自抗扰控制方法设计

针对高超声速飞行器(HSV)再入过程中强非线性、强耦合、气动参数变化剧烈的不确定性的特点，提出一种基于线性二次型调节器(LQR)和自抗扰控制(ADRC)的高超声速飞行器再入段的姿态控制方法。首先，建立高超声速飞行器再入段线性化模型，并采用LQR方法完成了状态反馈控制律设计。然后，结合自抗扰控制技术，设计了扩张状态观测器(ESO)对系统的模型不确定性和外部干扰进行补偿，大幅增强了系统的扰动抑制能力。最后，将得到的高超声速飞行器再入段LQR自抗扰姿态控制器(LQRADRC)应用于高超声速飞行器六自由度仿真，仿真结果表明本文所提出的控制方法能够快速、精确地跟踪角位置指令，并且对系统不确定性具有强鲁棒性。     

空间交会中脉冲变轨燃料消耗研究

首先导出了空间交会中多脉冲变轨的一般算法;在此基础上,重点研究了双脉冲变轨的燃料消耗情况,提出了双脉冲变轨条件下的“不可达点”及其附近的“高耗能区域”并给出了相应的物理解释;最后对多脉冲变轨与双脉冲变轨进行了比较。     

智能天线结构模糊自适应变形控制实验研究

基于dSPACE半物理仿真系统和所研制的压电作动器,设计并构建了智能天线结构实验平台,进行了结构变形控制实验研究。实验中采用常规PID作为基本控制方法,并在此基础上设计了一种模糊自适应PID控制器,将两种方法对应的不同控制效果进行了对比。结果表明:在所给的实验条件下,基于压电材料可实现对智能天线结构变形的控制,作动器控制变形量最大可达166μm;两种控制方法均可对结构变形进行控制,模糊自适应方法的绝对位置控制精度达到±0.5μm;应用模糊自适应PID控制方法对结构进行变形控制,较之常规PID控制方法能够降低系统响应的超调量,缩短稳定时间,提高控制精度,得到更好的控制过程。     

编队飞行卫星群的轨道动力学特性与构形设计

编队飞行卫星群由一些相对距离近的小卫星组成,在严格的条件下,若干颗伴随卫星环绕一颗中心卫星作相对运动,相对轨道为特别性质的椭圆,本文研究了编队飞行卫星群的轨道动力学特性,提出了编队飞行的轨道构形设计的原则和方法。     

塞式喷管单元发动机实验与数值模拟研究

简要介绍固体推进剂模拟塞式喷管单元发动机实验系统，给出了实验塞式喷管型面设计方法和特征线法在塞式喷管流场计算中的应用，癖结了实验研究结果，并同数值模拟计算结果进行了比较，主要结果包括燃烧室压力，底部气锥流量，内膨胀比，侧喷管倾角，底部压缩角等对塞式喷管性能的影响，并得出了塞式喷管单元发动机推力方向与其轴线方向夹角的高度特性。     

硅基材料烧蚀模型研究

对冲压发动机燃烧室所使用的硅基热防护材料，用以往的单纯因二氧化硅液态层被气动吹除减薄的模型进行烧蚀计算，计算结果和实际偏差很大。我们根据硅基热防护材料的实际特性，在原有的液态层模型的基础上，考虑了夹杂碳化层对熔融态硅基的补强作用，提出了既有液态层吹除也有化学反应烧蚀的新模型，即考虑了热解、熔融和碳化、气动吹除结合化学反应烧蚀的多因素过程。并根据硅基热防护材料的烧蚀特点，根据发动机模型的试验结果，初步总结出了液态层粘附力的经验公式。从物理概念上分析可以看出该模型基本符合实际情况；从多种工况计算结果可看出，新模型和经验公式是比较合理的。