无阻力双星串行编队相对位置有限时间控制

研究无阻力卫星构成的双星串行编队相对位置的有限时间控制问题。首先,选取两颗卫星位置连线中点为参考坐标系原点,考虑J2摄动项,建立了双星相对位置的动力学模型。与传统的主从式卫星编队模型中假设主星为理想运动不同,本文的建模方法同时考虑了两颗卫星受到扰动的情况。而后,为使无阻力卫星编队相对位置快速达到期望状态,采用自适应参数更新律和加幂积分技术设计控制律,实现了闭环系统的实际有限时间稳定。最后,通过数值仿真校验了本文控制器的有效性和鲁棒性。     

基于CFD动网格技术的飞艇动导数计算方法

由于飞艇和飞机这两种飞行器在飞行原理、气动外形等方面都存在较大的差别,因此现有的飞机动导数工程估算公式和经验数据并不适用于飞艇动导数求解。为了解决上述问题,提出了一种新的基于CFD动网格技术的飞艇动导数计算方法。通过非结构化动网格技术,建立飞艇在流场中的强迫振动模型,采用有限体积法对N—S方程求解,研究飞艇在强迫振动中的气动特性变化规律,并基于数值计算结果求解飞艇的动导数。研究发现,得到的计算结果与风洞试验结果基本一致,表明基于CFD动网格技术进行飞艇的动导数求解是有效可行的。     

基于事例的夹具设计关键技术研究

以夹具为研究对象，分析了夹具的相似性．指出夹具相似可描述为表达功能的夹具设计信息相似和实现功能的夹具结构特征相似两个方面。根据基于事例的推理方法，研究了夹具设计中的事例库组织、检索方法、检索算法和事例的修改等关键技术。实践表明，基于事例的求解方式对夹具设计CAD系统是一种有效的推理方法。     

旋转机翼飞机旋翼飞行验证平台设计

为了更好地研究旋转机翼飞机旋翼模式下的飞行性能,针对旋转机翼飞机的特点,开展旋转机翼飞机旋翼飞行验证平台的设计,主要包括旋转机翼的结构设计、动力系统设计.通过数值计算的方法,对不同相对厚度椭圆翼型气动特性进行分析研究.建立旋转机翼悬停气动特性的估算方法,地面试验结果和计算结果的对比表明所建立的估算方法是有效的,该方法对今后开展旋转机翼飞机研究具有一定的参考价值和意义.     

建筑物对污染物扩散影响的数值与风洞模拟研究

采用k-ε（RNG）与RSM湍流模型对处于方形建筑物不同位置污染源所排放污染物的扩散规律以及建筑物对流场的影响进行模拟,并且与相应的风洞试验结果进行了比较。流场分析结果表明：数值模拟能够较好地模拟建筑物前方迎风侧停滞回流、顶部回流以及后方空腔区等。浓度场分析结果表明：建筑物前方迎风侧以及顶部回流区污染物扩散的数值模拟结果与风洞试验结果基本相等,而在建筑物后方空腔区污染物的数值模拟结果略高于风洞试验结果。综合分析并与风洞试验结果相比较,RSM模型能够较好地模拟污染物浓度场以及建筑物周围流场的变化规律。     

高超声速飞行器的抗饱和切换控制

针对高超声速飞行器动力学模型强非线性及飞行过程中系统参数变化剧烈的问题,提出一种根据飞行包线分区并分别建立独立的子系统的切换系统建模方式和抗饱和切换控制方法。通过缩小子系统模型对应的飞行空域,降低系统线性化以及参数变化带来的影响,使得线性控制理论能够应用于高超声速飞行器的控制器设计当中。考虑到飞行过程中可能会遇到的执行器饱和问题,本文在切换系统模型的基础上,为高超声速飞行器设计了抗饱和切换控制器。仿真算例验证了提出的切换系统模型的优越性及抗饱和控制器的有效性。     

高超声速飞行器新型热防护机制研究进展

从气动热载荷的来源出发,介绍了基于流动控制、光辐射操控、原子重组、电子耗散等物理机制的新型热防护机制的原理和进展.分别从环境和材料两方面实现对流热、化学热和辐射热的主动调控,进一步分析了高超声速飞行器新型热防护机制发展的特点和不足,对该领域未来研究的重点方向提出了建议.     

微纳卫星星座的Kuhn-Munkres匹配部署优化方法

针对将半长轴、升交点赤经、纬度辐角均不同的低轨微纳卫星群部署到同一轨道面不同目标相位的星座部署问题,提出一种基于Kuhn-Munkres(KM)匹配的星座部署优化方法。通过KM算法实现卫星和目标纬度辐角的优化匹配,充分利用J₂摄动,使升交点赤经借助半长轴和纬度辐角的部署而得到同步修正,从而节约燃料。仿真结果表明,相比于传统部署方法,在相同约束下,优化后的部署方法使各星平均燃耗减少,各星燃耗量均衡性提高。弥补了传统同轨星座部署中将各星初始位置简化为空间一点且忽略部署过程中的升交点赤经漂移的不足。采用有限常值推力实现轨道机动,适用于携带微推力推进系统的微纳卫星。     

基于跟踪微分器的姿控喷管故障检测

针对航天飞行器姿控喷管故障的检测问题，提出了一种基于跟踪微分器(TD)的故障检测方法。该方法在考虑测量噪声、安装误差、转动惯量误差、姿控喷管特性、质心偏移等因素的基础上，设计了带低通滤波器的跟踪微分器，用来估计姿控喷管的输出力矩，并根据上述对象的实际偏差设计了无故障时估计力矩随指令力矩变化的力矩包络，即在无故障时估计力矩不会超出包络，通过检测估计力矩是否超出包络来判断是否发生故障。通过数学仿真，表明该方法能有效检测航天飞行器姿控喷管的故障，检测成功率高并且几乎没有误检。     

发动机地面试验点火信号在线隔离测量方法研究

详细介绍了以电流传感器隔离测量发动机试验点火信号的原理以及实验方法，并与RC测量做一比较，电流传感器隔离测量方法中测量电路和完全与点火电路隔离，提高了测量的准确性，增强了点火试验的可靠性。