空战格斗飞行机动数据库建立及应用

空战格斗任务面临环境高复杂性、博弈强对抗性、响应高实时性、信息不完整性、边界不确定性等多项挑战。为此，已建立人类飞行员空战格斗飞行机动数据库ACED(Air Combat Engagement Database)，系统采集人类优秀飞行员空战格斗飞行机动数据。基于该数据库，首先分析了空战格斗飞行机动方程，提出应重点分析飞行员在空战任务中的滚转角及法向过载决策指令；研究确定了近距空战格斗任务中的人类飞行员飞行机动决策时间窗，并采用能量谱分析方法确定了飞行员在近距空战格斗飞行机动中的滚转角决策频率；针对采用航炮作为主武器的近距空战格斗任务，研究了近距空战格斗敌机轨迹预测算法。相关方法可有效预测航炮炮弹生命周期内的敌机未来轨迹，有力支撑了航炮自动火控算法的研发，助力在相关空战竞赛中取得优异成绩。本文系列应用示例验证了已建立的空战格斗飞行机动数据库的有效性。     

基于多传感器测量的航天器舱段自动 对接位姿调整方法

针对航天器舱段对接通常采用的手工操作方式效率低、精度差和可靠性难以保证的问题，研发了一种基于多传感器测量的舱段自动对接装置，其中舱体位姿的测量和调整是保证对接质量和效率的关键因素。提出了一种基于激光轮廓传感器和CCD图像传感器等多传感器协同测量的舱段六自由度位姿估计和调整方法。首先，采用激光轮廓传感器对舱体进行扫描，获取位姿三维点云信息，并采用改进的最小二乘法对被测舱段位姿进行求解；然后，通过CCD图像传感器获取舱段对接孔位置，通过圆拟合计算角度偏差，求解和拟合的结果将反馈至控制系统进行调姿和对接。采用Gocator 2350激光轮廓传感器及大恒MER-1810-21U3C工业相机进行舱体测量和对接实验，结果表明，舱体位姿调整精度和效率均达到对接要求。该方法结合了激光轮廓传感器的可靠性和机器视觉的灵活性，有效提高了自动对接系统的效率、稳定性和一致性，足以满足未来军用以及民用的需求。      

火星轨道交会自主导航与制导方法

对火星采样返回任务中的火星轨道交会自主导航和制导技术进行了研究。采用光学自主导航敏感器测量的火星中心方向和视半径，相对敏感器测量的相对位置等观测量，设计了导航滤波器同时估计轨返组合体和上升器的轨道。在导航滤波器设计中，针对光学自主导航敏感器更新频率远低于滤波解算频率的问题，设计了一种连续观测量构造算法，确保每个滤波周期均可进行测量更新，以提高导航精度。基于导航滤波器估计结果，采用T-H制导设计了4脉冲共椭圆交会策略实施轨道控制，从而构成近程交会自主导航和制导方案用于完成火星轨道交会任务。通过数学仿真校验了所提出方法的有效性。     

150 N气氧/煤油发动机涡流冷却技术试验

为探索百牛量级姿控发动机采用气氧/煤油涡流冷却推力室的可行性,开展了涡流冷却技术的试验验证工作。在理论分析和数值仿真的基础上,完成了150 N气氧/煤油涡流冷却推力室设计。数值仿真结果表明:内旋流区域占燃烧室直径D_c的87.8%,燃烧化学反应发生在39%～81%R_c的环形区域。经热试考核,燃烧室点火可靠,工作稳定,燃烧效率达0.91;形成了有效的气膜冷却,壁面和头部热防护可靠,充分验证了内外双漩涡结构的存在。     

30cm离子推力器在轨环境下的工作点及热控措施研究

栅极间距变化是影响离子推力器在轨环境下从冷态条件正常点火启动的重要因素，同时也决定了离子推力器的在轨工作时机和热控实施策略。本文采用有限元仿真与地面热平衡试验验证相结合的方法，建立起30cm离子推力器有限元分析模型并进行了模型校验，之后对离子推力器在轨受太阳光照影响的栅极温度场分布和间距变化，以及推力器在5kW工况下的三个典型温度点所对应的栅极间距变化进行了仿真分析，最后考虑了主动热控干预对推力器最恶劣工作点的栅极间距变化影响。结果显示：纯太阳光照影响下的栅极组件存在周期性温度变化，栅极最大温差可达到100℃，栅间距缩小量在0.06mm~0.16mm范围内波动；在太阳光照基础上实施60W的主动热控后，栅极最大温差降低至60℃，栅间距缩小量波动范围则变为0~0.03mm；栅极最高温度点和最低温度点分别是推力器冷态启动最容易和最困难的两个工作时机点，两点所对应的启动后屏栅和加速栅最小间距分别为0.22mm和0.04mm；在10W、70W和120W的热控加热功率下，从最低温度点启动后的屏栅和加速栅最小间距分别为0.06mm、0.20mm和0.29mm；采取主动热控措施能够有效降低推力器工作过程中的栅极热形变位移峰值，且加热功率为120W即温控点温度为50℃的主动热控可以满足30cm离子推力器在轨冷态启动时的0.25mm安全栅极间距要求。     

面向多种复杂零件的高精度人机协同装配系统

实现复杂三维结构体及小刚度零件的自动装配是极其困难的，为了解决此类零件难以夹持以及夹持变形的难题，分别设计了针对复杂结构的本体件快换夹持器和针对小刚度零件的气囊柔性夹持器以及针对微小平板类零件真空吸附式夹持器，并融合高精度调整技术以及合理的检测技术，设计了一台面向多种复杂零件的高精度人机协同装配系统。使用Abaqus仿真计算了气囊柔性夹持器对小刚度零件夹持变形的影响，零件特征面的弹性变形仅为1μm。通过装配间隙仅为32μm的轴孔对位装配实验，证明了该装配系统能完成零件间2μm~3μm高精度装配。该装配系统能够解放劳动力，提高生产装配的自动化。     

导管装焊精确定位柔性辅助系统的设计与开发

针对运载火箭增压输送系统中的拼焊型管路产品，以实现管路产品焊接的柔性装配为最终目标，开展了装焊精确定位柔性辅助系统的设计与开发。根据拼焊型管路的传统制造模式，焊接装配是采用专用装焊工装保证导管的空间走向和总体尺寸，因而每项导管对应一套专用装焊工装，管路结构的调整将导致原工装的返修甚至报废，造成生产成本高且严重影响导管的研制周期，该问题在研制型号中尤为突出。随着型号越来越多，专用装焊工装数量也显著增多，给工装管理也带来了极大的挑战。本文通过装焊精确定位柔性辅助系统的设计与开发，以导管特征点的坐标为控制指令实现柔性装配系统按照装配要求进行精确走位和定位，以柔性化的装配系统实现不同规格、不同空间走向的拼焊型管路产品的焊接装配。     

拦截高速目标的比例与反比例导引捕获区分析

针对拦截高速目标的作战特点，分析了比例导引(PN)与反比例导引(RPN)的捕获区。首先，通过分析拦截弹与目标的相对运动关系，推导得到了顺轨和逆轨的零控拦截条件，此条件由目标和拦截弹的速度前置角以及二者速度比确定；其次，以拦截弹和目标速度前置角为坐标系，推导得到了PN以及RPN捕获区以及各自导航比设置范围。PN的捕获区由逆轨零控拦截条件以及与其相切且斜率为1/(N-1)的两条直线构成，RPN的捕获区由顺轨零控拦截条件以及与其相切且斜率为1/(-N-1)的两条直线构成；然后，利用函数对称性将PN与RPN捕获区转换到同一坐标区间，得到了相同条件下RPN捕获区要大于PN捕获区的结论；最后，开展了四种情形下的仿真，验证了本文捕获区分析的合理性及有效性。     

航天器展开机构间接式主动热控设计方法

针对目前航天器展开机构直接热控实施的功能局限性和可靠性风险的问题,提出了一种采用间接控制点控制目标点温度的设计方法,并以某卫星展开机构的热控设计为例,对关键机构部位的热控设计进行了阐述。仿真分析、地面热试验与在轨数据结果均表明:该间接热控设计方法能够满足机构产品的控温需求,展开机构的顺利展开验证了此方法的正确性和合理性,可为以后机构产品的热控设计提供借鉴。     

航天器近距离交会的固定时间终端滑模控制

针对航天器近距离交会段的位置姿态耦合控制问题，假设航天器受外界干扰且目标航天器存在空间自由翻滚情形时，基于固定时间概念设计了一种六自由度位姿终端滑模自适应控制器，通过引入显含正弦函数的切换项来避免奇异问题。此外所设计的控制器含双幂次项，不仅能全局提高姿态和位置的跟踪速度及精度，还能估计系统稳定所需的时间上界，且该上界与状态初始值无关。基于Lyapunov方法分析了闭环系统的固定时间稳定性。仿真结果表明，该控制器能快速实现对航天器近距离交会时相对位置和姿态的控制，具有较高的精度和良好的干扰抑制能力。