荧火一号火星探测器姿控平台验证演示技术

设计了一种基于STK轨道动力学的萤火一号(YH-1)火星探测器姿控仿真平台.介绍了平台的组成和信息交互、STK场景建模及接口设计.平台结合火星环境和探测器轨道特点,利用STK轨道计算功能,实时输出探测器环火轨道参数至动力学计算机,并接收动力学软件产生的探测器姿态信息,以此为基础进行姿控分系统半物理仿真试验及整器闭环试验,在STK动态场景中对探测器各姿控模式进行验证及演示.     

暂冲式高速风洞流场控制系统建模与仿真

为满足中国空气动力研究与发展中心的2.4m跨声速风洞流场品质改进的需要,有必要建立一个高效的风洞流场控制模型作为控制器设计的验证平台。由于难以建立精确的空气动力学模型,且2.4m 跨声速风洞长期运行积累了大量的试验运行数据的实际,数据建模成为建模方法的首选。在硬件上,建立了基于反射内存技术的流场控制仿真系统,以获取现场采集的数据。建模方法采用数据建模方式,主要是利用系统辨识理论,将整个系统看成是一个“黑箱”,利用现场采集的数据来确定系统的参数和输入输出间的映射关系。采用以非线性自回归滑动平均模型(Non-linear Auto-Regressive Moving Average Model with Exogenous Inputs,NARMAX)作为风洞系统的数据模型,应用互信息法、曲线拟合法和伪最近邻点法分别确定了模型中采样间隔、时间滞后以及阶次3个参数。对比了最小二乘线性回归、BP 神经网络以及最小二乘支持向量机(LSSVM)3种方法对模型的拟合效果,确立了最小二乘支持向量机作为最终的拟合方法。为了提高仿真的精度,根据风洞运行的特点,将其整个过程划分为冲压、启动和调节3个阶段,分别建立了各个阶段的子模型。由于风洞系统是一个多输入多输出系统,并且延迟和阶次较大,采用了基于信息熵的数据压缩方法,实现了简化子模型规模的目的。最后,采用多模型融合的方法将各个阶段的子模型通过加权的方法来完成融合,从而构建起整个风洞系统的模型。稳定段总压和驻室静压分别通过所建模型得到,最后通过马赫数的计算公式得到试验段马赫数值。仿真结果表明:所建模型在运行包络线范围内的试验工况下,总压预测精度达到0.1%、马赫数预测精度基本达到0.001,达到了研究的目的。该项工作的开展较为系统地建立了暂冲式风洞的流场控制模型,建立的模型将为下一阶段基于现代控制理论的控制器设计奠定基础。     

新技术试验卫星C星、D星姿轨控分系统设计和在轨验证

介绍了新技术试验卫星C星、D星姿轨控分系统设计和在轨验证情况。姿轨控分系统具备任意目标凝视跟踪、条带拼接成像、主动推扫成像等姿态控制功能。通过基于操作系统的姿轨控应用软件架构设计和基于动态链接库的在轨编程设计,首次实现基于操作系统的星载应用软件并行开发。通过一个软件配置项实现双星功能,解决了双星研制周期短、工作模式复杂等问题。给出了卫星在轨运行的部分曲线和数据,可为遥感卫星姿轨控系统设计提供参考。     

基于随机森林的风洞马赫数预测模型

在风洞试验中,马赫数的稳定性和快速性对风洞流场品质有着重要影响。为了实现马赫数的精确控制,必须对马赫数进行快速、准确的预测。风洞试验积累了大量数据,大数据集包含了更多的有益信息,为实现马赫数的精确预测提拱了可能性,但也增加了建模的复杂度。通常高度复杂的模型会加重其在实际使用时的计算负担。针对大数据集问题,本文将随机森林方法应用于风洞马赫数建模。随机森林是一种集成模型建模方法,它从3方面降低模型的复杂度:产生多个样本子集,减少了子模型的训练样本个数;具有并行集成结构,子模型可在不同的CPU上运行,提高了运行速度;以简单学习算法回归树作为基学习机,降低了子模型的复杂度。试验证明基于随机森林的马赫数预测模型能够有效利用试验积累的大数据,满足工程上预测速度及精度的要求。     

高速风洞连续变速压颤振试验技术研究

针对高速暂冲式风洞阶梯变速压颤振试验用时长、耗气量大和试验模型有效使用寿命短等缺点,开展了高速暂冲式风洞连续变速压颤振试验技术研究,解决了定 Ma 数连续变速压流场控制技术与连续变速压工况下的颤振试验数据处理技术等难题。具体技术措施是:在2.4m×2.4m 暂冲式跨声速风洞中设计了基于运动函数的定Ma 数线性变总压控制策略,使 Ma 数控制精度达到了0.005以内且速压无超调,实现了流场控制目标;采用 Pick-Hold 方法构建颤振边界的亚临界预测判据,并根据预测判据近似于正态分布的特点,基于数理统计的参数估计法来减小预测判据的散布度,从而提高颤振边界亚临界预测的准确性。风洞验证试验结果表明,该试验技术达到了工程实用化水平,不仅能够取得与阶梯变速压颤振试验技术一致的结果,还能极大地节省耗气量,经济效益显著。     

工商所事务处理管理系统的设计与实现

针对工商所事务管理的实际情况利用VisualFoxpro6.0开发了该管理软件,本文较为详细地介绍了该软件的设计思想,特别是对用类设计方法实现登记处理模块给出了原代码,对编制类似的处理软件有很好的实用价值。     

2．4米跨声速风洞推力矢量试验技术

针对先进战斗机推力矢量高速试验需求,研制了可用于校准通气不传力系统对推力天平性能影响的装置和基于数字流量阀的喷流质量流量闭环测控系统,在2．4 m 跨声速风洞建立了通气叶片支撑、金属波纹管通气不传力系统实现喷流供气转换、三台天平内置的双发战斗机推力矢量试验平台,实现了飞机气动力和两尾喷管转向喷流推进特性同时分别测量。系统调试和模型风洞试验表明：试验系统运行稳定、可靠,质量流量测控精度优于0．5％;全机气动力及两个喷管矢量喷流推进特性规律合理,重复性精度达到国军标常规测力合格指标;建立的试验技术系统可用于来流马赫数0．3～1．2、迎角－10。～60。、喷管偏角－20。～20。、喷流总质量流量0～3 kg／s 的双发战斗机推力矢量试验。     

基于四元数的偏流角跟踪与条带拼接成像研究

根据小卫星星载相机存在后视角或安装相机摆镜导致相机实际光轴无法与星体主轴平行的状况,为避免用欧拉角时的姿态解算与转序问题,提出了一种基于四元数的卫星偏流角跟踪与条带拼接成像姿态控制方法。用四元数描述卫星姿态,根据相对轨道系目标四元数,绕相机光轴转动偏流角,以此作为成像模式目标四元数,实现绕空间轴的偏流角跟踪控制。给出了姿态规划算法:固定偏置姿态确定偏流角跟踪后的目标姿态和目标角速度,用迭代法提高偏流角控制精度,并在姿态机动过程开始即进行偏流角跟踪,保证姿态机动到位和高精度偏流角跟踪的同时实现。基于内干扰力矩前馈方法设计了姿态机动控制律。以同轨双条带拼接成像为例,给出了成像控制方法:在对日或对地定向基础上,计算偏置目标姿态和目标角速度,并调用姿态机动控制算法;姿态机动到位后,若需当轨完成多目标姿态机动,则用姿态机动控制算法保持姿态偏置飞行和偏流角跟踪控制。数学仿真结果验证了该算法的有效性和高精度。     

2.4m跨声速风洞TPS测控系统设计与实现

带涡轮动力模拟器(TPS)实验是一种先进的进/排气一体化动力模拟实验技术,该技术能为大型军用运输机、战略轰炸机、大型民用飞机、巡航导弹等推进/机体一体化设计提供必须的实验平台和有力的技术支撑.其中,TPS测控系统主要是为TPS单元驱动气体流量提供精确控制和测量并且负责TPS单元的安全监控工作.笔者介绍了2.4m跨声速风洞TPS测控系统的设计、实现以及调试应用情况.结果表明,整个实验系统运行稳定,工作可靠,TPS涡轮驱动气体的流量波动可以控制在0.001kg/s以内,可应用于型号实验.     

2.4m跨声速风洞颤振试验流场控制技术研究

颤振试验技术是研究飞行器颤振特性、评估安全飞行包络线的一项重要试验技术.为了满足颤振试验需要的定马赫数阶梯变速压和定总压线性变马赫数的试验要求,结合2.4m跨声速风洞的特点,有针对性地进行了控制策略设计.主要采用运动规律法和智能分段变PI实现变速压智能控制,应用运动函数实现了线性变马赫数智能控制.结果表明:该流场控制技术满足颤振试验的特殊要求,取得了流场调节过程快速、准确、可靠的试验效果.