极低频超大型航天器姿态机动与物理试验验证

针对具有0.01 Hz极低频主模态的超大型航天器的姿态机动问题,给出利用经典的Bang-Bang轨迹规划方法、滤波轨迹规划方法和传统的相平面控制方法进行姿态机动的方案,构建了极低频超大型航天器姿态机动地面物理试验系统,对不同的姿态机动控制方法进行了试验验证.针对不同的姿态机动轨迹规划方法,采用喷气发动机或控制力矩陀螺作...     

卫星云图上自动识别追踪MCS方法

中尺度对流系统(MCS)常伴有冰雹、雷暴、飑线和龙卷等强对流天气的发生,不仅对机体结构造成巨大破坏,还对飞行机组及乘客人身安全产生严重威胁。准确有效地识别和追踪MCS所在位置和发展趋势一直以来都是MCS研究的重点和难点。根据前人所改进的MCS识别与追踪判定标准,将Matlab图像处理技术运用到MCS的识别追踪中。通过使用Matlab软件对国家卫星气象中心提供的卫星数据加工处理,并对其特征参数进行计算分析。实验证明,该方法不仅可以实现MCS自动识别,还可实现多时次MCS连续有效追踪,为危险天气下航路规避、改航路径划设、航线智能选择提供了有效的理论依据和实用参考标准。     

航空发动机气动声学设计的理论、模型和方法

根据对飞机噪声控制技术历史发展演化过程的总结分析，研究了民用航空发动机气动与声学一体化设计的目标、方法、流程、理论模型和发展趋势等。基于对航空发动机气动设计过程的分析，给出了航空发动机气动与声学一体化设计的流程和方法。分别从“发动机总体热力循环设计”“发动机部件通流设计”“发动机部件三维详细设计”等三个流程，介绍了航空发动机声学设计理论和技术国内外的发展情况，详细论述了发动机气动声学设计的理论、模型和方法，分析了目前航空发动机声学设计理论的主要问题及未来的研究重点，并以具体发动机设计实例分析了不同设计阶段航空发动机的气动与声学一体化设计方法思想。     

复杂型面坐标的自动化测量系统

介绍了一种单测头测量复杂型面坐标的自动化系统,并建立了相应的数据处理方法。这套系统主要适用于封闭型复杂型面(如叶片、叶轮、凸轮等)的测量,将为这类复杂型面的测量加工一体化奠定基础,具有体积小、成本低和对环境适应能力强的特点。     

BTT导弹自适应神经网络控制

针对具有不确定性的六自由度BTT导弹控制系统,基于李亚普诺夫稳定性理论和神经网络对非线性函数的拟合特性,设计了一种新的BTT导弹自适应神经网络鲁棒控制器。利用神经网络对Lyapunov函数进行函数拟合,同时引入自适应神经网络权值调节律,保证了闭环系统具有较好的鲁棒稳定性能和抗干扰性能,实现了BTT导弹控制系统的三通道一体化设计。控制器设计简单、参数调节方便,并且便于工程应用。仿真研究结果表明了BTT导弹系统的输出能够渐近跟踪给定的控制输入指令。     

航天器总线管理系统的SOC设计与研究

高速、高可靠、低功耗的智能型串行系统总线是航天器进一步发展必须解决的一个关键问题。以1553B总线控制器为例,采用SOC设计方法,研究了航天器系统总线的设计和实现。首先按照1553B总线标准设计了总线管理SOC的系统结构,然后重点解决了SOC设计中的IP开发应用、可靠性设计、容错机制及低功耗实现等关键技术。采用这些SOC设计方法的1553B总线协议处理器取得了一次流片成功,为今后更高速率的航天器总线管理系统的SOC研究提供了一种思路和方法上的借鉴。     

发动机试验中伺服控制系统抗干扰技术研究

对干扰产生的机理以及特定干扰抑制方法进行了研究，并结合某型号发动机联试中屡次出现干扰及当时排除干扰的方法，提出了从人、机、环境、线路结构、整个系统角度出发，解决伺服控制系统在发动机试验中干扰现象的新途径。     

二维舵面绕流的N-S方程数值计算研究

本文基于结构化网格,应用Baldwin-Lomax湍流模型进行绕舵面流动的二维N-S方程数值模拟,将部分计算结果与风洞试验结果进行了对比分析研究,分析了计算方法的可靠性和计算结果的合理性.为开展三维舵面绕流的N-S方程数值模拟和铰链力矩数值计算研究奠定了基础.     

BTT导弹的抖动抑制多模型切换控制

 基于线性系统特征结构配置和模型跟踪方法,以及优化工具,提出了可以有效抑制抖动的多模型切换控制策略,并用该策略设计了 BTT导弹俯仰 /偏航通道的自动驾驶仪。在导弹的整个飞行轨道上选取了若干点,分别建立起描述 BTT导弹俯仰 /偏航运动的线性时不变数学模型。对各个线性时不变模型,分别用特征结构配置方法设计反馈控制器对系统进行镇定。为了使导弹过载跟踪制导指令,又基于模型跟踪方法设计了前馈控制器。当导弹跨越不同特征点区域时,控制器要进行切换。为了减小切换时的抖动,针对切换后的特征结构配置反馈控制器,利用优化工具合理选取其自由度。仿真结果表明,所提出的方法令导弹的输出过载准确跟踪制导指令,而且切换抖动得到有效抑制。     

基于粘性非结构网格的三维增升装置N-S方程数值模拟

应用基于粘性非结构网格求解N—S方程方法数值模拟了某型飞机三维增升装置的绕流。在物面附近粘性主导作用区域内，采用三棱柱型非结构网格，在其他流场区域，采用传统四面体非结构网格的混合非结构网格生成技术。湍流模型采用Spalart—Allmaras一方程模型，运用格心格式有限体积法，对控制方程和湍流模型方程进行数值离散。用四步龙格-库塔方法作显式时间推进，采用当地时间步长、隐式残值光顺等加速收敛措施．求解某型飞机全机带增升装置构型的粘性绕流流场，其数值计算与风洞试验结果显示了良好的吻合度。