燃油喷嘴内部流动和油膜破碎的数值模拟

本文采用VOF法对某航空发动机离心式喷嘴主油路的两相流进行模拟,得到了不同流量时喷嘴内部压力分布、速度分布及喷雾半锥角等参数;采用realizable k—ε模型和雷诺应力模型进行了模拟;将实验数据、经验公式和模拟得到的数据进行对比分析,模拟结果比较理想;捕获了喷嘴下游油膜的初级破碎。     

基于奇异值分解的单框架变速控制力矩

摘要： 本文提出一种新的变速控制力矩陀螺（VSCMGs）的角动量管理方法.将VSCMGs的控制力矩(CMGs)模式和飞轮模式分开求解同步输出,对CMGs模式力矩输出进行奇异值分解,只有CMGs模式接近奇异的时候,在奇异方向上的指令力矩才会分配一部分给RWs模式,从而在保证VSCMGs输出精度的情况下尽量充分的利用VSCMGs的执行能力.同时角动量管理算法中还引入零运动来实现转子轮速平衡以及框架构型避奇异,并且考虑了框架角速度死区非线性以及忽略项的补偿问题.仿真结果表明,所设计的操纵律在航天器大角度快速姿态机动时,可以实现高精度的大力矩输出.     

基于神经网络的自由漂浮空间机械臂 自适应鲁棒控制

针对自由漂浮空间机械臂动力学模型难以精确获得,且无法表达为关于未知参数的线性形式问题,提出基于自适应神经网络的鲁棒控制方法.对于不确定性空间机械臂系统模型中存在的未知不确定部分,利用神经网络的万能逼近特性,设计神经网络控制器来补偿未知模型,避免传统控制中的保守上界估计;采用泰勒线性化技术将神经网络隐含层中的高斯函数线性化,设计包括网络权值、高斯中心及宽度在内的网络全参数自适应学习律,实现在线实时调整,提高控制精度;设计鲁棒自适应控制器来抑制外界扰动,并补偿逼近误差,提高系统鲁棒性;基于Lyapunov理论证明闭环系统的一致最终有界（UUB）.仿真试验表明所提控制方法能够获得较好控制效果,对空间机械臂控制具有一定工程应用价值.     

基于干扰观测器的挠性卫星姿态 滑模变结构控制

为抑制各种内外干扰因素对挠性卫星姿态控制性能的影响,设计基于干扰观测器的滑模变结构控制器.该控制器采用干扰观测器对系统中存在的内外干扰进行估计,并对估计值加以前馈补偿.在此基础上,采用滑模变结构控制器对未补偿的干扰进一步抑制,实现卫星姿态与姿态角速度的渐近收敛.与单纯的滑模变结构控制器相比,本文的控制器已根据干扰估计值对干扰进行了前馈补偿,采用较小的切换增益即可抑制剩余干扰,颤振现象减弱.仿真结果表明,本文设计的控制器是可行的.     

抗差自适应滤波在低轨飞行器INS/CNS/GNSS 组合导航中的应用

低轨飞行器对导航系统的稳定性要求较高,采用标准卡尔曼滤波的组合导航系统在异常扰动情况下会产生较大误差,严重影响低轨飞行器导航精度.在此前提下提出将抗差自适应滤波用于低轨飞行器导航系统,并基于该滤波器设计INS/CNS/GNSS组合导航.通过仿真实验对比验证抗差自适应滤波的有效性.     

径向两星库仑编队队形保持自适应控制研究

研究地球同步轨道处径向两星库仑编队队形保持的自适应控制问题.建立了双星库仑编队在地球同步轨道处径向两星库仑编队动力学模型.基于建立的非线性化动力学模型,同时考虑到外部扰动和动力学模型误差等因素,设计径向两星库仑编队在地球同步轨道处的构型保持自适应控制律,并利用Lyapnuov稳定性理论证明系统的闭环稳定性.最后进行数值仿真,并与传统PID控制进行了比较.仿真结果表明提出的自适应控制律响应速度快,稳定性好,编队构型能够收敛到期望值,控制性能明显优于PID控制.     

基于FPGA的激光成像质心提取算法的硬件实现

针对一款激光成像测距系统设计激光成像自适应质心提取算法模块,该模块包含自适应积分时间调整、多波峰毛刺平滑处理及基于灰度加权的质心提取3个子模块,该模块已在FPGA上实现,处理延迟小,占用资源少,可稳定提取目标在线阵探测器上成像的质心位置,提高三维激光测距的精度.     

考虑控制约束和不确定性的火星最优进入制导

摘要： 针对火星进入段控制受约束、大气环境以及探测器自身参数不确定性等问题,提出控制受约束的火星最优鲁棒进入制导方法.将针对参数不确定系统的最优性能指标转换为针对标称系统的修正性能指标;同时考虑控制约束,在性能指标中引入饱和函数,将制导问题转化为求解修正Hamilton Jacobi Bellman (HJB)方程问题;由于HJB方程是偏微分方程,求解有难度,利用神经网络的逼近能力近似求解.本文制导方法保证了不确定系统有最优的性能指标上界和较强的鲁棒性.最后将其应用到火星进入制导中,仿真结果表明系统存在不确定的情况下,仍可以很好地满足火星进入段终端条件,控制量也在约束的范围内,从而验证所提方法的有效性.     

基于区间算法的微小卫星微推力器阵列规模估计

摘要： 针对以固体微推力器阵列为执行机构的微小卫星初入轨姿态控制需求,研究固体微推力器阵列规模的估计方法.在设计了微推力器阵列单元调用规则和姿态控制律后,考虑微推力器阵列各单元冲量输出的不确定性,使用区间数表示微推力器单元的力矩输出,引入区间算法对初入轨的消旋和姿态捕获两个主要过程中微推力器单元的消耗情况进行计算.利用区间数的不相关性,改善区间计算过程,减小了由区间积分导致的区间扩张.仿真分析表明,提出的固体微推力器阵列规模估计方法可以给出预定入轨条件下的阵列规模需求,且其结果不依赖于微推力器单元力矩输出的概率特性.     

基于拜占庭容错体系构架的航天器控制系统测试性设计与分析

摘要： 飞行控制系统作为航天飞行器的关键机载系统,其运行情况直接关系到飞行任务的成败.通过良好的测试性设计,可以提高系统的可靠性和安全性,减少维修人力及其他保障资源,降低寿命周期费用.对拜占庭容错体系结构的航天器控制系统和分层多信号流图模型的测试性设计和建模方法进行了详细的叙述,并对基于拜占庭容错体系结构的航天器控制系统进行了测试性建模,通过测试性建模和分析系统（TMAS软件）验证控制系统测试性设计的正确性和有效性.