星上业务综合与地面综合基带一体化设计的思路

为满足在航天器与地面站之间传输各类数据的要求，航天器和地面设备都有相应的措施与之适应。星上数据的业务综合将航天器上的各类数据合并成一路数据流，经物理信道统一传输。地面设备则将遥测、遥控、测距和数传等功能在基带集成，形成综合基带设备。业务综合与综合基带都曾推动了航天任务中数据传输系统的发展，但二者都是从自身的角度考虑，并没有作为一个系统综合设计。本文对业务综合与综合基带进行一体化设计，使天地系统相互协调，最大限度地提高星地数据传输的可靠性和有效性。文中通过对遥感卫星数据传输系统的设计实例说明了一体化设计思路的应用。     

充液柔性航天器刚-液-柔耦合动力学研究的凯恩方法

借助凯恩方法对携带太阳能帆板的充液航天器耦合系统进行动力学建模,采用六自由度描述航天器的轨道及姿态运动,由运动脉动球模型模拟贮箱内液体燃料的晃动,根据几何非线性变形的假设引入太阳能柔性帆板的动力刚化效应并建立了航天器刚-液-柔耦合系统动力学模型.最后,为了验证理论的正确性和模型的合理性进行了数值仿真,结果表明微重力环境...     

近空间高超声速飞行器输入饱和抑制模糊自适应控制

针对近空间高超声速飞行器三通道姿态跟踪控制问题,提出了一种基于输入饱和抑制的非线性模糊自适应滑模控制器。考虑到飞行器模型具有严格反馈形式的特点,以反步法为基础,结合非奇异快速Terminal滑模方法设计控制器。设计了模糊系统估计模型中的干扰项,并通过自适应鲁棒项补偿估计误差,引入非线性增益函数提高控制系统的饱和抑制能力,并基于Lyapunov理论证明了闭环系统的稳定性。最后,通过仿真对比实验验证方法的有效性。仿真结果表明,所设计的控制器能够保证飞行控制系统在存在模型参数不确定性的情况下具有良好的姿态跟踪性能和输入饱和抑制能力。     

临近空间载人舱着陆动力学及影响因素分析

为满足临近空间载人舱着陆缓冲装置可重复使用以及多着陆工况下能提供较好缓冲性能的要求,提出一种以双腔油气缓冲器为主支柱,单腔油气缓冲器为辅助支柱的新型着陆缓冲系统。针对舱体着陆过程,建立了考虑地面弹塑性变形的联合仿真动力学模型;通过与单腿着陆冲击试验的对比分析验证了所建动力学模型的有效性。在此基础上,研究了水平着陆速度,着陆俯仰角以及地面摩擦系数三种初始着陆条件对临近空间载人舱着陆性能的影响。研究结果表明：降低水平着陆速度可有效减小舱体水平着陆过载及提高着陆稳定性能;水平或小俯仰角着陆可使主、辅支柱的受载分配更加合理;减小足垫与地面间摩擦力可降低舱体竖直过载并提高着陆稳定性能。     

固体火箭点火超压形成机理与影响因子研究

为研究固体火箭点火超压的形成机理和影响因子,以Ariane 5火箭固体助推器1/35缩比模型为研究对象,〖JP+1〗基于可压缩气体三维Navier-Stokes方程建立固体火箭尾焰流场的数学模型。同时,使用有限速率/涡耗散模型表征尾焰复燃反应,采用有限体积法求解火箭尾焰流场控制方程,得到箭体尾部近场的点火超压幅值与分布情况。与试验数据比较,数值结果较好的反映了点火超压的过程特性。进而,采用该数学模型和求解方法,研究了点火超压的影响因子。计算结果表明,尾焰复燃反应对点火超压的影响较小,与无复燃反应的计算结果比较,点火超压的峰值相对变化幅度不大于1.85%,点火超压的波形与分布特性的变化可以忽略;建压速率越快,点火超压峰值越大,且呈非线性比例关系增长;喷管膨胀比主要影响点火超压的波形,对其峰值影响较小。     

面向临近空间目标拦截的预测命中点设计方法

针对基于吸气式高超声速平台的临近空间目标拦截概念方案,考虑由于吸气式动力拦截平台飞行策略与火箭动力拦截弹的区别,导致传统预测命中点设计方法不适用的问题,开展面向吸气式高超声速平台的拦截预测命中点设计方法研究。首先,基于拦截空域最大的原则,结合吸气式动力飞行策略构建高超声速拦截平台的标准弹道族;然后通过将多约束拦截预测命中点设计问题分解为基于航程约束的拦截时间迭代计算问题和满足高度约束的拦截点的高效筛选问题,快速完成预测命中点规划。最后,通过仿真实验说明了提出的面向吸气式高超声速拦截平台预测命中点规划方法的有效性。     

远程操控飞行器自适应神经网络观测器设计

针对无人飞行器远程操控系统设计时,由于远程操控飞行器动力学的非线性和飞行器控制系统性能的不确定性,无法精确建立远程操控飞行器控制系统模型的问题,提出了一种自适应神经网络状态观测器设计方法实现对远程操控飞行器的控制系统模型的估计。首先将飞行器的动力学环节与自动驾驶仪构成的闭环回路作为一个整体建立了远程操控飞行器控制系统的非线性模型。然后针对模型中存在未建模动态的问题,采用神经网络算法对非线性动力学模型进行在线辨识,并引入鲁棒项对附加扰动进行抑制。最后设计自适应律对神经网络的权值进行实时调整,保证了系统的稳定性,并基于Lyapunov理论证明了观测器的估计误差是最终一致有界的。仿真结果表明,所设计的观测器能够保证远程操控飞行器在存在未建模动态和附加扰动的情况下对飞行状态具有良好的估计性能。     

编织型复合材料的冲击及冲击后压缩强度的试验研究

通过对冲头进行设计 ,和采用多通道的数据采集系统 ,得到较为详尽的冲击响应的过程 (包括冲击力 ,试件的正背面响应 ,离冲击点不同距离的响应 )。并且本文还进行了冲击后的压缩试验 ,对编织型复合材料在不同冲击能量下的压缩破坏载荷 ,及损伤后不同位置的响应进行了记录和讨论 ,是一个全面了解冲击和冲击后压缩的应力分布和破坏载荷的较为满意的实验研究方法     

边条翼飞机气动特性改进研究

 针对边条弯扭及改变双立尾展向位置对全机纵横向气动特性的影响进行了试验研究。结果表明 :边条弯扭可以在一定程度上提高最大升力系数,增加航向稳定的迎角范围,但对滚转稳定的迎角范围没有什么影响。当双立尾分别移到机身外侧置于机翼上时,可以显著提高全机最大升力系数,同时使航向和滚转稳定的迎角范围大为扩展。     

基于径向基神经网络的不确定非线性系统的鲁棒自适应控制

 针对能够采用仿射非线性表示的含有不确定动态的非线性系统 ,提出了一种鲁棒自适应控制方法 ,该方法根据离线辨识出的受控对象的已知部分 ,采用神经网络在线辨识其未知部分 ,并针对辨识得到神经网络模型采用反馈线性化方法设计出自适应控制器 ,同时引入滑模控制方法以增强控制系统的鲁棒性 ,从而实现鲁棒自适应控制。通过对具有未建模动态的非线性直升机空气动力学模型 ,设计了总距通道系统。仿真表明该方法是有效的。