俯仰操纵方式对自转旋翼机操稳特性的影响

为了研究不同的俯仰操纵方式对于旋翼机飞行动力学特性的影响,首先基于解析形式叶素法给出自转旋翼的建模方法,并建立了对象无人旋翼机的数学模型;然后分析了2种操纵方式在配平、稳定性及操纵性等方面的差异。研究表明,2种操纵方式各有优缺点:旋翼操纵方式的配平俯仰姿态变化更小且长周期稳定性更好,但螺旋模态不稳定;升降舵操纵方式的螺旋稳定性更好,且俯仰可达力矩较大,但高速配平迎角为负且存在速度静不稳定的问题。针对2种操纵方式,分别设计集成了2架样例无人旋翼机并进行了飞行试验。基于试验数据分析了无人旋翼机飞行过程中自转旋翼的转速变化特性;分别对2架无人旋翼机进行了姿态控制律设计与试验,较好地实现了姿态跟踪控制,并基于试飞数据验证了无人旋翼机数学模型。      

基于跟踪微分器的高超声速飞行器减步控制

针对高超声速飞行器强非线性,强耦合与高度不确定性的特点,提出一种基于高阶跟踪微分器的减步控制方案。将高超声速飞行器纵向模型表达为严反馈形式。在反步法设计框架中,引入跟踪微分器,利用其对给定信号任意阶导数精确估计的能力,计算第1步设计中产生的虚拟控制量的导数,并直接获得第2步实际控制量,从而将设计步骤从3步减少为2步。且在每步设计中将参数不确定性与外部扰动建模为等效干扰,设计扩张状态观测器获得等效干扰估计值,继而在控制器设计中进行补偿。利用Lyapunov方法证明闭环系统稳定性。仿真结果验证了所提控制方案对不确定及干扰的抑制作用,且跟踪精度优于传统动态面方法。     

中国深空网成功实施“卡西尼号”探测器坠入土星测量试验

正"卡西尼号"(Cassini)探测器于北京时间1997年10月15日发射升空,经过6年8个月漫长太空旅行后进入环绕土星的轨道,开展土星系统探测任务,并于2017年9月15日坠入土星大气层,完成最后科学使命。20年间,Cassini任务取得了为数众多的科学与技术成果和全新的科学发现。在2017年9月15日Cassini探测器谢幕之旅中(图1),北京航天飞行控制中心联合西安卫星测控中心佳木斯     

高动态GPS卫星信号模拟器导航电文生成

为了测试全球定位系统GPS(Global Positioning System)接收机的性能,应用GPS信号模拟器来模拟各种条件下真实的GPS信号.GPS卫星信号发生器由硬件、计算机和软件组成.软件主要由卫星导航参数计算模块、目标运动轨迹计算模块、误差计算模块等模块组成.导航电文产生功能模块是高动态GPS卫星信号模拟器要解决的一项关键技术.给出了3个卫星星钟改正参数的物理意义和星历产生模型,根据这些参数并结合相应的时间参数来形成卫星导航电文.通过程序仿真并与导航电文进行验证,证明推导出的星历产生模型基本符合GPS星的星座排列规律.     

肋片参数对辐射器散热性能的影响研究

采用蒙特卡罗法计算等截面圆管直肋式辐射器的肋片和外管壁相互间的辐射换热,数值模拟了第一类换热边界条件下散热器的散热过程。分析了辐射器的肋片数、肋片高度、肋片厚度及管壁温度对肋片散热性能的影响。结果发现,在肋片质量一定的条件下肋片数及肋片高度均存在一优值,在该值附近肋片的散热效率最高,且该值受管壁温度的影响,温度越高该值越小;在肋片外形不变的条件下,增加肋片的厚度来提高辐射器的散热性能并不是经济的途径;肋片的散热效率随管壁温度的升高而减小,壁温较高时安装肋片的必要性降低。     

基于不变流形的高超声速飞行器动态面控制

针对存在未知气动参数的吸气式高超声速飞行器纵向运动控制问题,提出一种基于不变流形的自适应动态面控制方法.通过合理假设将高超声速飞行器纵向模型分解为弹道倾角回路和速度回路,分别实现对弹道倾角和速度参考指令的跟踪.弹道倾角回路被表达为严反馈形式进行控制器设计.采用基于不变流形的自适应方法实现了对未知参数的估计.所提出的自适应动态面控制方案能保证未知参数估计误差全局一致稳定和闭环系统全局有界稳定,且估计器和控制器设计不存在耦合,因此参数设计更加容易.仿真结果验证了该控制方法在参数估计方面的显著优势和良好的闭环系统性能.     

火星地形测绘研究综述

火星地形测绘是开展火星科学研究的基础。介绍了与地形测绘相关的火星探测任务,并对地形测绘传感器进行了分析。阐述了火星地形测绘摄影测量数据处理的基本原理,研究了基于SPICE库建立火星表面线阵影像严密几何模型的方法。讨论了火星地形测绘摄影测量数据处理中的光束法平差、密集匹配以及多线阵拼接等关键技术。在总结现有火星地形测绘任务特点的基础上,针对我国开展火星地形测绘研究提出了建议。     

考虑相互碰撞影响的月壤颗粒运动轨迹计算方法研究

针对登月着陆器下降过程扬起月壤颗粒的运动轨迹及空间分布问题, 提出了考虑月壤颗粒发生完全弹性碰撞和非完全弹性碰撞两种情况的月壤颗粒运动轨迹计算方法. 根据质量守恒和能量守恒定律确定月壤颗粒相互碰撞后的速度, 通过羽流场与月壤颗粒的流固耦合相互迭代计算方法, 获得被扬起的月壤颗粒在羽流场和相互碰撞共同作用下随时间的运动轨迹和空间分布. 基于美国Apollo 11登月过程实测数据, 采用数值模拟对该方法进行验证. 结果表明, 考虑月壤颗粒相互碰撞的影响后, 其运动规律出现较明显的扩散趋势. 进一步考虑月壤颗粒相互碰撞引起能量损失的影响后, 月壤颗粒的扩散趋势有所减弱, 并且扬起的高度随着恢复系数的减小而降低.      

一种S弯进气道的设计与实验研究

在导弹总体几何尺寸的严格限制下，通过特定中心线形状和沿程面积变化规律的控制，完成了一种大偏距短扩压的亚声速进气道的设计，设计中充分考虑了导弹的气动阻力特性。本文还进行了风洞实验研究，得到了进气道的性能参数、速度特性、攻角特性和侧滑角特性，结果表明该进气道具有良好的气动性能(总压恢复系数大于0.98)。进气道的出口总压图谱表明，前急后缓的中心线形状与前急后缓的面积变化规律的组合对出口总压的均匀分布不利。本研究为S弯进气道的设计和应用积累了经验，提供了实验依据。