吸气式组合动力高超声速飞行器上升段制导方法研究

针对涡轮/冲压/火箭三组合动力水平起降高超声速飞行器爬升段飞行轨迹设计和制导律设计问题,首先考虑宽速域组合动力发动机多模态特性和高低速气动特性差异,分别开展了涡轮段、引射段、纯冲压段及冲压火箭段的飞行策略研究,提出了不同阶段的飞行攻角剖面构型和火箭流量剖面构型,将无穷维轨迹优化问题转化为有限维参数规划问题,进而完成了组合动力上升段飞行轨迹的优化设计;在此基础上,结合轨迹线性化控制方法,开展了组合动力上升段轨迹跟踪制导律设计研究,给出了保证闭环稳定性和控制品质的制导律参数设计准则,最后通过开展仿真分析说明了提出轨迹设计及制导方法的有效性。     

航天器柔性太阳翼最优PPF主动振动抑制方法

针对采用可变速控制力矩陀螺(VSCMG)进行柔性太阳翼振动抑制问题,提出一种基于求解非光滑 H∞ 综合问题的最优参数正位置反馈(PPF)控制方法。首先,建立考虑VSCMG和柔性太阳翼耦合的振动模型,得到了线性化的约束陀螺柔性板动力学模型,基于同位控制思想推导了以角度陀螺为测量装置的约束陀螺柔性板全阶状态空间模型。针对被控对象特性,确定最优PPF控制器的结构构型和待优化参数。进而,通过对约束陀螺柔性板全阶状态空间模型进行降阶、修正和加权处理,将PPF控制器参数优化问题转化为在PPF控制器构型约束条件下的非光滑H∞综合问题,并应用一阶下降算法进行寻优求解,实现最优PPF控制器的设计。该方法能够实现对各阶陀螺模态的独立控制,在保证快速性和鲁棒性的前提下,实现最优PPF参数的稳定高效求解。仿真结果表明,所提出的最优PPF控制方法能够快速、鲁棒地实现航天器柔性太阳翼的主动振动抑制。     

一种带航迹角约束的临近空间目标拦截中制导算法

针对采用双脉冲发动机的防空导弹拦截临近空间高速目标的多约束中制导问题,设计了一种基于逆轨拦截且满足过载收敛的预测-校正制导方法。该算法在基于由最优控制理论推导的满足终端位置、速度约束的ZEM-ZEV算法基础上,以具有航迹角约束的零控拦截流形作为交班条件,采用数值预测方法对剩余飞行时间进行高精度求解,通过在线动态生成初-中制导交班的速度方向和II脉冲发动机的开机时刻来降低中制导段需用过载。蒙特卡洛打靶仿真结果表明本文所提出的中制导算法能够满足带航迹角约束的零控拦截条件,对模型的参数偏差和不确定性具有强鲁棒性,具备重要的理论意义和工程应用价值。     

人椅系统绕流流场的数值模拟

以某种成熟型号的弹射座椅为研究对象,对其进行合理简化、改进,获得了接近实体的人椅系统几何模型.借助CFD软件FLUENT,采用控制容积法,对N-S方程、壁面函数、标准湍流方程进行了求解.在验证计算数据与实验数据相吻合的基础上,考察了马赫数为0.2,0.6,1.2,攻角为0°60°,偏转角为0°30°条件下可压缩人椅系统绕流流场情况,得到了人椅系统绕流流场的流速、压力、马赫数、表面压力及气动力参数分布情况和变化规律.结果表明:高马赫数、零攻角、大偏转角对人体造成的损害程度最大.      

航天器传动部件振动数据稀疏多分类智能故障诊断

针对航天器传动链机械零部件发生故障时训练数据稀缺以及信号的强非平稳\非线性特点,提出了动态数据驱动的子空间稀疏多分类智能故障诊断算法。首先对采集的单一传感器动态信号进行分形小波变换,生成常规和非常规二进小波尺度。然后对生成的各子空间提出基于故障能量指标的稀疏多分类器,以监测部件的故障特征频率为搜索目标,在子空间的包络解调谱上计算特征频率及其倍频附近的能量峰值,导出特定故障模式的稀疏评价指标,以各种故障模式的最大值识别和判定故障类型。所提出的算法完全实现了无人工监督的智能故障诊断。最后以航天器轴承故障诊断为例验证了该算法的有效性。所研究算法的泛化能力较强,技术路线同样适用于其他航天器传动部件的在线监测与故障智能预警。     

采用MSCMG群的卫星平台敏捷机动控制地面闭环试验验证

针对新型惯性执行机构磁悬浮控制力矩陀螺(Magnetically suspended control moment gyro, MSCMG),基于金字塔构型开展卫星平台敏捷机动控制地面闭环试验研究,以验证MSCMG的姿态控制性能。首先基于MSCMG搭建卫星平台控制地面试验系统,建立数学模型;接着针对气浮台外界扰动抑制及大角度敏捷机动控制问题,基于变参数滑模控制设计姿态控制算法,采用鲁棒伪逆方法进行MSCMG群框架角速度分配;并针对MSCMG的特性对框架角速度和角加速度进行了限幅,开展闭环控制试验研究。试验结果表明,采用MSCMG进行气浮台姿态稳定控制实验,可以实现姿态稳定度优于5×10^-4(°)/s,且在实现30°/15 s的机动指标时,MSCMG框架角速度具有良好的跟踪性能,且磁悬浮转子在输出大力矩时仍然保持稳定悬浮,具有较强的鲁棒性。通过地面闭环试验验证了MSCMG作为姿控执行机构的优异性能,为其未来进一步应用研究奠定基础。     

小卫星结构的发展与展望

从结构构型、结构材料、结构连接方式和结构评价指标四个方面论述了小卫星结构的发展现状,分析了小卫星球形或准球形壳体结构、箱板式卫星平台结构、框架式立方星结构、基于特殊需求的专用化结构及多功能一体化结构的特点及其适用范围,指出了未来小卫星结构通用化、小型化、专用化、多功能一体化的多元发展趋势,提出了小卫星结构材料、连接方式和评价指标方面的发展建议,旨在为小卫星结构的创新发展提供参考。     

嫦娥五号探测器月面铲挖采样前后状态变化分析

为了深入研究月球演化历史以及太空环境对月球土壤的风化影响,需要定量分析月球表面物质与次表层物质的状态差异。研究提出一种依据彩色图像数据分析月壤状态差异的方法,利用嫦娥五号任务采样期间获取的月球表面铲挖前后的图像数据,分析了每次铲挖前后月球表面的图像灰度表现特性等特征,分析结果表明:月球次表层物质的平均反射率小于表面物质,全色谱段中的平均变化率为-24.71%;局部区域的月球表面次表层物质的平均反射特性基本一致,全色谱段中的平均变化率为-0.30%;月球表层颗粒形态与次表层颗粒形态可能不一致;月球表层颗粒与次表层颗粒组成和化学分子结构可能不一致。分析数据表明嫦娥五号采样位置铲挖前后的原态月壤和新鲜月壤存在明显状态差异,研究结果可为我国后续月球采样实施方案的改进提供基础数据。     

两种工程化的航天器用滚动轴承加速寿命试验方法

滚动轴承是航天器转动类产品的关键零部件,对其开展寿命和可靠性评估的重要方式之一是加速寿命试验。文章提出两种工程化的航天器用滚动轴承加速寿命试验方法,介绍在加速应力、加速模型、样本量、试验时间方面的选取思路和依据,以及模型参数的估计方法;以具体的航天型号产品为对象,进行这两种方法的算例对比分析。结果表明：鉴定性试验（方案1）成本低廉,操作难度较低,但只能给出定性结论;摸底性试验（方案2）能够提供寿命、可靠度等定量结果,但所需样本量较大,试验时间较长,试验成本较高,参数估计计算过程较复杂。     

基于FPGA的FIR滤波器设计

本文详细介绍了基于Altera公司FPGA的DSP开发技术,通过实例FIR滤波器,阐述了基于DSP Builder的开发流程,并用ModelSim进行了仿真。