地空导弹共架发射控制研究

现代空袭使用多种兵器进行全方位、饱和型攻击,为了与之进行有效对抗,不同防空导弹武器系统需要进行联合作战,其中将不同地空导弹武器系统采用共架发射,进行联合作战,除了能够拦截多目标,提升防空导弹武器抗饱和攻击性能外,还能提高武器系统的抗干扰能力和生存能力。本文通过对某型号防空导弹武器系统大小弹共架发射控制进行分析研究,提出了车载防空导弹(甲型导弹)与单兵肩扛防空导弹(乙型导弹)共架发射的思想,并对这两种导弹武器系统采用共架发射的关键技术途径进行了分析研究。     

基于复合抗饱和策略的火星飞机自适应控制

目前,伴随着火星探测的兴起,火星飞机越来越受重视。目前对火星大气研究不充分,火星飞机飞行环境特殊,存在强烈的不确定性和干扰。同时稀薄的火星大气与受限的飞机尺寸限制了操纵的机构控制能力。为了解决这2个关键问题,提出了一种基于复合抗饱和策略的自适应控制器,将模型误差、不确定性和干扰视为系统的"总和扰动",利用扩张状态观测器观测并加以补偿。针对控制能力受限带来的控制饱和,提出伪控制限制与基于误差补偿的扩张状态观测器抗饱和方案相结合的复合抗饱和策略。仿真结果表明,该控制方法能较好地完成指令跟踪,并有效抵制不确定性和干扰影响,效果良好,有效改善了控制饱和带来的响应迟滞等现象,使系统具有较强的抗饱和特性。     

带输入限幅控制系统的快速高精度仿真方法

本文提出一种允许带饱和非线性环节的线性系统的数字仿真方法。它具有精度高、速度快、步长大的优点。基本思想是利用Mastascusa算法达到极高精度,并将饱和非线性环节处理成不同模型的线性系统。 对于导弹纵向通道控制系统的应用结果表明,效果极为满意。     

考虑控制饱和的编队飞行卫星姿态协同控制

研究了考虑控制输入饱和的编队飞行卫星姿态协同控制问题,提出了一种非线性饱和协同控制器.与单颗卫星输入受限控制中通常选用双曲正切函数不同,引入了一个新的连续可微的非线性饱和函数向量,以保证连续控制输入的有界性,并便于姿态协同系统的稳定性分析.基于闭环姿态协同系统在期望跟踪角速度不同取值情况下属于自主或非自主系统的特点,分别采用LaSalle不变原理和Barbalat引理对不同情况下的协同控制系统的稳定性进行了分析,得出了系统渐近稳定的结论.仿真结果表明,这种非线性协同控制器,既能实现编队卫星的姿态协同,又能确保控制输入的有界性.     

基于MRP的航天器无角速度姿态控制算法

对适于不携带惯组的小型航天器的姿态控制律设计进行了研究.考虑航天器实际运行中饱和广泛存在,在控制器设计中引入饱和特性函数,为改进饱和阀限引入双曲余弦函数.用一阶无源滤波器对姿态参数进行差分,提出了基于修正罗德里格参数(MRP)的采用饱和函数和双曲余弦函数的无角速度控制律.理论分析证明了系统的稳定性,数学仿真结果验证了这两种无角速度反馈控制律的有效性.提出的控制方法也可作为普通航天器惯组失效时的备份控制律.     

光电倍增管寿命试验研究与系统设计

光电倍增管(PMT)是空间光学探测应用的重要探测器件之一,由于制造工艺的限制,光电倍增管具有很强的个体差异性。设计了一套应用于星载激光大气探测雷达的光电倍增管寿命评估自动测试系统,并建立科学的测试方法与流程,通过对光电倍增管光电响应与暗电流等关键参数的试验、监测与分析,研究评估了其寿命特性。     

PN制导律多模型自适应辨识滤波方法

针对导弹主动防御应用中拦截导弹制导行为辨识问题,提出一种比例导引（PN）制导律多模型辨识滤波方法,对拦截导弹加速度和制导律导航常数进行辨识。采用非线性可观性理论对制导模型的可观性进行了分析。得出在拦截导弹使用PN制导律时,制导模型可观的充要条件。与以往工作相比,该方法考虑了拦截导弹末制导初期由于瞄准误差校正而引起的控制器饱和现象,在拦截导弹执行器处于饱和或退出饱和阶段都能精确对制导律进行辨识。另外,以往工作假定PN制导律常数已知,该方法将PN制导律常数当做制导模型的一个状态进行估计。仿真结果校验了所提方法的性能。     

LE-7A发动机喷管问题

在LE-7A发动机的研制过程中,喷管延伸段面临两个主要的问题.即在启动和关机过程中产生大边缘载荷以及再生冷却管路的破坏.研究结果表明,两种大边缘载荷的起因不同,一种是在启动和关机过程中,由于自由激波分离(FSS)和约束激波分离(RSS)的交变引起的.其中约束激波分离也是造成某些再生冷却管路破坏的原因.另一种大边缘载荷是起源于分离点的滞止和突然运动("跳跃")现象.本文集中讨论了两种大边缘载荷引起的LE-7A发动机的分离现象以及在启动、关机过程中喷管延伸段的某些再生冷却管路的破坏的现象.     

真空模拟环境下液体推进剂蒸发特性的试验研究

为研究液体推进剂在真空环境下的蒸发特性,建立了真空环境模拟试验系统。对水、饱和盐水、煤油、酒精和凝胶模拟液等工质进行了蒸发特性试验。通过控制系统实时采集了真空舱的真空度和工质温度。试验中观察到了明显的闪蒸现象。由于闪蒸的存在,工质蒸发过程非常剧烈。最后分析了不同工质在真空环境下的蒸发特性,给出了部分工质的闪蒸参数。     

英汉名词移位及移位限制的共性

移位是句法生成的主要手段,是人类语言中普遍存在的一种现象,英汉两种语言中也不例外。因此,两种语言中移位的句式都存在很多相似的结构和特点。本文结合乔姆斯基的转换生成语法理论和普遍语法理论对英汉两种语言的名词移位现象进行对比分析,解释移位前后结构的转换生成过程。通过对比,寻求两种语言在移位现象上的共同特征,以期待为普遍语法理论提供一些证据。     

几种空间材料激光刻蚀的可行性研究

文章针对Kevlar／环氧蜂窝板热冲击试验中发现镀膜刻蚀栅条断裂的现象,提出改进蜂窝板表面状态的两种措施：（1）在Kevlar表面贴Tedlar薄膜;（2）在Kevlar表面贴胶膜。文章介绍了两种对激光吸收率不同的Tedlar膜和三种空间用胶膜材料在真空镀膜以后,用激光刻蚀后材料的微观表面状态、基体损伤等情况,最后得出这几种材料的激光刻蚀可行性结论。     

航天器表面电位的主动控制

一、航天器表面电位的成因及其影响 1.航天器表面电位的成因 所谓航天器充电,是指在空间飞行的航天器由于荷电粒子在其上的累积,形成与周围环境的不同电位这样一种现象.航天器充电有两种类型,即表面充电和内部介质充电(也称体积充电或深层次充电),其来源及消除方法是不同的.这里我们只讨论表面充电问题.     

航天器冷凝器导热性能试验及分析

两相主动式热控系统是未来航天热控的发展方向之一,系统中冷凝器是散热的重要部件,其冷凝性能对热控系统仪器的正常工作至关重要。文章对CO2机械泵驱动两相航天热控系统冷凝器与辐射器之间的热导进行试验研究,在-20℃和15℃两个饱和温度不同热流及不同流量的工况下,测量热循环(-130～20℃)前后冷凝器与辐射器间的热导变化,发现冷凝器中的导热胶在经受热胀冷缩的极限条件后不改变其导热性能,冷凝器的可重复使用性良好。     

变结构Anti-windup-PID控制器在天线伺服系统中的应用

针对某天线伺服系统中的速度稳定回路设计了变结构Anti-windup-PID控制器,克服了经典PID控制器输出饱和的非线性影响,使速度稳定回路在控制器输出饱和时仍能达到比较满意的性能指标。运用MATLAB中的simulink工具箱对速度稳定回路和电流回路建模,并引入该控制器进行仿真,同时通过实验测试该控制器。结果表明,控制器有效地抑制系统的积分windup现象,实现了系统的快速无静差调节,证明系统具有较好的鲁棒性和稳态性能。     

超临界状态下RP-3航空燃料射流的数值模拟研究

为了研究高超声速飞行器主动冷却系统中的航空燃料喷射及其影响,对超临界状态下RP-3航空燃料的平孔喷嘴射流进行数值模拟,首先利用Fluent软件进行计算流体动力学(CFD)分析,然后使用多相混合物模型模拟空化两相流,最后采用全空化模型来预测高温条件下燃料的饱和蒸气压对空化产生的机理和影响——当入口压力(P_in)高达4 MPa时,分析在不同环境压力(P_∞)下,温度为333～543 K的航空燃料射流。结果发现：随着燃料温度的升高,饱和蒸气压升高,喷嘴喉部空化和出口闪蒸逐渐发生;随着环境压力的降低,压降增大导致喷嘴内的质量流量增大,喷嘴内的流动逐渐从单相流过渡到空化两相流。     

卫星编队飞行姿态协同输出反馈控制

研究了双星编队飞行系统的姿态协同控制问题。首先考虑在角速度不可测情况下,给出一种分布式姿态协同输出反馈控制方案,并通过李亚普诺夫方法证明了编队飞行系统全
局渐近稳定性。然后在控制输入饱和时给出了另一种输出反馈控制方案。通过在控制方案中引入双曲正切饱和函数,得出只需控制参数的选取满足某一限制条件,就能有效地抑制控制力矩的饱和。最后对给出的算法进行了数学仿真。结果表明,所设计的控制算法是可行的、有效的。     

火箭发动机喷管中气流分离预估的现状

在过膨胀火箭发动机喷管中,当壁面气流压力与环境压力之比达到一定值时气体会从喷管壁分离。这种气流分离及其理论预估是过去十年中试验和理论研究的课题,而且为预估气流分离而建立的各种模型和所做的各种假设已经得到很大发展,既有理论模型,也有纯经验模型。本文借助于在 DLR(德国航空航天研究院)所建立的数据库,对不同模型进行了论述,几乎包括了所有公开发表的气流分离数据。本文对一种新的、更加准确的分离准则提出了看法。试验时,在喷管中观察到两种不同的气流分离现象,即自由激波分离和受限激波分离。对这两种现象都进行了详细讨论,并描述了压缩波和膨胀波。对于自由激波,排气羽流中可以产生三种不同的激波结构:有规则的反射激波、马赫盘及帽状激波。这些激波除了存在于过膨胀喷营外,在满流喷管中也存在。对现有火箭发动机喷管,如 SSME 或火神号发动机喷管,所得到的数值结果与试验照片在定性方面是一致的。对不同类型的激波现泉进行了讨论。另外,对至今还未深入了解的受限激波分离现象也给出了解释,分析了它产生的原因和条件。结果是喷管型面的形状极大地影响着气流分离的形式。根据气流分离得到的这些结果,提出了对侧向载荷产生原因的看法。     

一种星载相机EMCCD高压驱动电路设计

介绍了一种星载相机电子倍增CCD（EMCCD）高压驱动电路的设计。该设计基于FPGA,采用直接数字频率合成技术实现正弦码数的发生,并能接收卫星指令信号进行在线调幅和调相;然后通过低压差分信号（LVDS）总线和高速大幅值运放技术,把正弦信号转化为EMCCD所需的高压倍增驱动信号。利用仿真与计算进行电路参数设定,并研制了实物样机。试验结果显示：电路生成的驱动信号相位调整步长为π／8,幅值调整精度优于0．01V。该设计可为国内后续EMC-CD卫星相机的研制提供参考。     

面阵CCD时序抗弥散方法研究

文章通过讨论n沟道CCD的物理结构以及两种CCD饱和弥散(弥散型饱和状态和表面型饱和状态)的差异,介绍了面阵CCD抗弥散技术,它通过改变垂直转移时序使普通CCD具有抗弥散功能。对采用该技术前后相机抗弥散的实际效果进行了对比,进一步研究了面阵CCD时序抗弥散所必需的表面型饱和高电平偏置电压测定方法、低电平电压偏置测定方法以及时序工作频率标定方法,给出了工程实现的具体途径。总结了时序抗弥散技术的优缺点,列出了该技术的使用范围和限制条件。     

基于神经网络的飞行器抗饱和自适应控制

针对传统自适应控制在飞行器作动器具有幅值饱和与速率饱和的情况下难以实现良好飞行控制的问题,提出了一种基于神经网络与伪控制隔离的飞行器抗饱和自适应控制方法.首先根据模型参考自适应控制理论,结合动态逆与神经网络自适应方法,分析了系统的模型跟踪误差动力特征,并考虑飞行器具有参数不确定和未建模误差等动态逆误差,设计了在线神经网...