挠性航天器姿态机动的变论域自整定模糊PID控制

建立了带有太阳翼的挠性航天器的姿态动力学模型,应用改进的罗德里格参数来描述姿态运动学模型。针对挠性航天器模型参数不确定性和环境干扰等问题,提出了变论域自整定模糊比例积分微分(PID)控制方案,构建了计算简单并且可以达到控制精度的伸缩因子。基于Matlab/Simulink进行了仿真验证,结果表明,变论域自整定模糊PID 控制响应速度比传统PID控制、模糊PID控制快350s,且无超调,不仅能够使航天器完成对目标姿态的机动,而且能够有效地抑制挠性太阳翼的振动。     

多星近距离绕飞观测任务姿轨耦合控制研究

针对多星近距离绕飞观测任务,建立了相对姿态轨道动力学模型,分别考虑了在椭圆、空间圆绕飞轨道上观测卫星的两种期望三角形编队构型,以观测卫星视线始终指向目标为期望姿态,采用基于四元数和角速度误差反馈的比例 微分控制律以及一种改进的基于人工势场法的制导方法相结合,对相对姿态及轨道进行控制。仿真结果表明：在控制律的作用下,绕飞过程中各观测卫星均能够有效地跟踪期望相对姿态和期望相对轨道;在空间圆绕飞轨道构型中,各观测卫星从初始同一位置出发后,在任意时刻3颗观测卫星构成的编队构型始终为正三角形,且正三角形的边长从零逐渐增大,最终等于期望正三角形构型的边长。     

碎石堆构造小行星表面地形分析与仿真验证

人类迄今对太阳系小天体开展的探测包括地基、天基远距离观测和"罗塞塔号""隼鸟号"等探测器的抵近观测、着陆取样等。对具有碎石堆构造特性的小行星表面地形特性进行研究,提出了一种生成小行星表面地形仿真模型的方法,建立石块生成模型,对影响地形构造的石块幂律分布规律进行实验模拟。根据小天体着陆段导航方法验证及表面操作执行机构验证需要,选择并仿真生成了5种典型地形。实验结果表明:按照本文方法生成的仿真地形与实际探测得到的小行星表面局部地形相比一致性较好,可用于近操作任务中的着陆机构验证和地形相对导航算法初步验证。     

基于光纤双环网的高精度时频同步技术研究

本文介绍了一种基于光纤双环网的时频同步技术设计方法,针对时频设备协同使用时如何获得高精度同步指标这一问题提出了一种设计思路。以系统时间源使用北斗/GPS/GLONASS,本系统同步精度优于5E-13,频率稳定度优于5E-13@1d;以UTC(BIRMM)输出的TOD+1PPS做系统时间源,本系统同步精度优于4E-13,频率稳定度优于6E-14@1d。本方案提出的方法原理简单,系统可根据使用情况进行裁剪,相比卫星双向等手段成本低廉,适合在时频同步领域推广。     

一种平面约束辅助测量的深空探测器自主天文导航方法

深空探测任务中自主导航测量误差是影响深空探测自主导航系统精度的主要影响因素。针对抑制自主导航测量误差的问题,提出一种平面约束辅助测量的深空探测器自主天文导航方法,该方法在对系统非线性不等式几何平面约束建模的基础上,利用序列二次规划(Sequential Quadratic Programming,SQP)非线性规划方法,对深空探测器自主天文导航系统的非线性不等式约束进行非线性规划,直接辅助减小深空探测器自主导航系统的量测误差;利用CKF-SQP量测优化非线性约束滤波方法,对深空探测器自主导航系统的状态进行估计,进一步减小系统随机误差。仿真结果表明:所提方法可以有效抑制测量误差,实现深空探测器高精度自主导航。该方法可为深空探测器提供一种可行的高精度自主导航方法。     

遗留系统再工程中交叉构件划分方法

在面向对象遗留系统的构件化再工程中,针对交叉构件提出划分方法.系统开发方分析遗留系统的功能和实现,描述新的构件化系统中每个构件合同.再工程开发人员依据构件合同从遗留系统中提取每个构件,此时会出现交叉构件共享重叠类.从构件复用、构件间松耦合和构件内高内聚等构件特性出发,提出划分规则实现交叉构件中重叠类的划分.此方法已在软件分析与测试系统的构件化过程中得到应用.     

发动机喷管喉衬烧蚀及热结构工程计算

给出了一种理论模型和基本计算方法。采用有限元法对某固体火箭发动机喉衬结构的烧蚀量、瞬态温度场和应力场进行了理论计算,计算结果与实测值比较一致,喉部直径实测值与计算值相对误差约为2％。     

基于FPGA的永磁同步电机电流环带宽拓展的比较研究

分析了电流环的数学模型,导出了电流环闭环传递函数,得出带宽的大小与系统延时的大小成反比。传统基于数字信号处理器的PMSM电流环的延时比较大,转速变化越大,带宽的影响越明显,而采用现场可编程门阵列FPGA控制的PMSM,可以将电流环的延时缩小一倍,进而改善速度环的响应能力并试验验证理论分析。     

A transient bulk flow model with circular whirl motion for rotordynamic coefficients of annular seals

Bulk flow model with perturbation simplification has been used to calculate rotordynamic coefficients in annular seals which have significant influences on the dynamic behavior of rotors in turbomachinery. In this work, a transient bulk flow model with arbitrary rotor motion is developed, and the boundary conditions and friction factor in the model are calibrated with steady Computational Fluid Dynamics (CFD) analysis. The numerical solution scheme is developed based on the finite element method to obtain the transient reaction force in the seal clearance. With a periodic circular rotor orbit, the transient forces at multiple whirling frequencies are used to evaluate the rotordynamic coefficients. The leakage flowrate of CFD analysis has good agreement with experimental results and the calibrated parameters in bulk flow model are dependent on operating conditions. Although CFD calibration improves the accuracy of the perturbed bulk flow model, the direct damping is overestimated and the cross-coupled damping is underestimated. Compared with the perturbed model, the predictions of the transient bulk flow model are more agreeable with the experiment.     

煤基合成油燃烧性能试验研究

为了考查煤基合成油的燃烧性能,在航空发动机主燃烧室试验台上采用同一个全环燃烧室试验件,对燃用RP3航空煤油和煤基合成油进行燃烧室性能对比试验。试验结果表明:燃用RP3航空煤油和煤基合成油时所测区间火焰筒的壁温分布无较大区别;在同一试验状态下,燃用RP3航空煤油和煤基合成油的燃烧室出口平均温度和燃烧效率无较大区别,燃烧室出口温度分布热点位置相同,热区分布一致,OTDF相差不大;燃用RP3航空煤油和煤基合成油在相同的主燃烧室起动状态下均可正常起动。