模型参数扰动下的火星大气进入鲁棒状态估计方法

针对火星大气进入段模型参数扰动及动力学系统的强非线性影响导航系统状态精确估计问题,提出了一种模型参数扰动下的鲁棒插值滤波（DDF）方法。该方法在传统插值滤波方法代价函数的基础上,通过把扰动参数对状态估计精度影响的度量矩阵乘积的迹增广到代价函数,推导了具有解析滤波增益形式的鲁棒插值滤波方法。同时,通过实时计算进入过程中导航系统的非线性,基于系统非线性度给出了鲁棒插值滤波方法阶次自适应选取准则。只在系统强非线性阶段采用高阶鲁棒插值滤波方法,既保证状态估计精度,同时满足导航系统实时性需求。仿真结果表明,提出的鲁棒插值滤波方法比传统的一阶插值滤波方法估计精度更高,能达到二阶鲁棒插值滤波方法的估计精度,比整个进入过程采用二阶鲁棒插值滤波方法具有更高的解算效率。     

采用观测器的偏置动量小卫星姿态容错控制

针对偏置动量小卫星的自主飞行问题,提出一种基于不确定项观测器的滑模容错控制方法。应用欧拉-拉格朗日系统的干扰观测方法设计不确定项观测器,对动量轮输出力矩变小、磁力矩器线圈电阻漂移等执行器故障以及小卫星外部环境力矩等不确定项进行估计,理论推导证明该观测器的观测误差一致最终有界(UUB)。基于不确定项观测器的估计值,设计补偿控制项,并与滑模控制器的控制力矩合成实现姿态容错控制。从理论上证明该容错控制方法能够使小卫星姿态快速收敛至滑模面。该容错方法无需做小角度假设,对执行器运行状态信息依赖性低。仿真结果表明,本文建议的容错控制方法具备可行性,实现了对小卫星姿控系统中不确定项的观测估计和容错控制。     

一种星间相对状态估计方法

编队自主导航是实现分布式遥感系统星间协同观测的基础。为实现分布式遥感系统星间相对状态的精确确定,提出一种基于MEMS激光雷达与纳型星罗盘的星间相对状态估计方法。借助相对姿态、轨道运动学方程建立了星间相对状态的无迹卡尔曼滤波(UKF)算法,解决了MEMS激光雷达测量与参考航天器姿态耦合的问题,并利用预定入轨参数及高精度轨道外推(HPOP)对方法进行仿真校验。结果表明,该方法具有可行性和实用性,估计精度满足分布式遥感任务需求,能够较好解决中远距离星间相对状态估计问题。     

变频电机动态性能试验的负载系统研究

针对传统变频电机试验系统只能在固定转速下进行负载试验,研究了一种用于变频电机试验的多转矩类型负载系统。变频电机动态性能试验负载系统是根据感应电机的特性,建立数学模型,通过计算,快速调节感应电机的供电电压和频率,从而模拟出多种类型的动态负载。研究了变频电机动态性能试验负载系统的工作原理、模拟方法,并进行仿真分析,表明其可满足不同负载类型下的变频电机动态性能试验要求。     

Matching mechanism analysis on an adaptive cycle engine

As a novel aero-engine concept, adaptive cycle aero-engines (ACEs) are attracting wide attention in the international aviation industry due to their potential superior task adaptability along a wide flight regime. However, this superior task adaptability can only be demonstrated through proper combined engine control schedule design. It has resulted in an urgent need to inves-tigate the effect of each variable geometry modulation on engine performance and stability. Thus, the aim of this paper is to predict and discuss the effect of each variable geometry modulation on the matching relationship between engine components as well as the overall engine performance at dif-ferent operating modes, on the basis of a newly developed nonlinear component-based ACE perfor-mance model. Results show that at all four working modes, turning down the high pressure compressor variable stator vane, the low pressure turbine variable nozzle, the nozzle throat area, and turning up the core-driven fan stage variable stator vane, the high pressure turbine variable nozzle can increase the thrust at the expense of a higher high pressure turbine inlet total tempera-ture. However, the influences of these adjustments on the trends of various engine components' working points and working lines as well as the ratio of the rotation speed difference are different from each other. The above results provide valuable guidance and advice for engine combined con-trol schedule design.     

复合材料螺旋桨的加厚及预变形设计

为有效利用复合材料螺旋桨的轻质和弹性特点,对螺旋桨做了加厚处理,在保证水动力性能的前提下,加宽空泡斗以增强螺旋桨对不均匀流场的适应性,在结构上还会增加复合材料桨叶的强度。采用稳态流固耦合算法,对优选出的加厚桨进行了45°和-30°两种复合材料铺层角度下的流固耦合计算,采用预变形设计方法,计算了不同工况下的敞水性能、型值参数和变形。设计工况下,在复合材料螺旋桨变形的反方向施加预变形量,受力后可变形至原桨的形状,水动力性能也与原桨相当,而在非设计工况下,实现了复合材料螺旋桨的水动力性能改善。     

燃气分析法在高温升全环燃烧室 出口温度场试验中的应用

为了给某型高温升全环燃烧室的出口温度分布改进优化提供技术支持,采用燃气分析法和热电偶法2种测量方法测量出口温度场。燃气分析法通过2支5点非混合式取样器随旋转机构旋转1 80°,采集燃烧室出口600点样气,测量CO_2和CO_2种组分的体积分数进而计算燃气温度。在油气比0.03状态下,燃气分析法与热电偶法测量的燃烧室出口温度分布基本一致,在油气比0.037状态下,燃气分析法测到的热点温度达到2285 K,经误差分析得出CO_2和燃料热值的测量偏差对燃气分析法的温度测量影响较大,采用的燃气分析法测温系统总误差在1%以内。研究结果表明:燃气分析法是1种具有较高测试精度、可靠的高温测试技术。     

基于波动模型的框架结构被动阻尼减振分析

将空间框架结构的振动作为波动来研究,建立结构的波动模型,并基于此模型对结构进行被动阻尼减振设计。阻尼单元和阻尼铰两种被动阻尼方案被用来增加结构的阻尼特性。根据波动分析的结果,一种迭代的方法被用于寻求多个阻尼单元或阻尼铰的位置。结果表明,波动模型非常适合于对结构的局部进行修改和分析。     

地球静止卫星在轨东西向保持的理论和实测结果分析

本文对地球静止卫星在轨东西向保持做了定性和定量的描述;对反映东西保持漂移环的几个重要参数做了理论和实测结果分析。分析结果表明:用实测星下点统计计算得到的卫星东西漂移加速度和卫星同步半径与理论计算有较好的一致性。     

腐蚀疲劳裂纹扩展与寿命估算

将有效的疲劳裂纹扩展速率表达式应用于腐蚀疲劳,对腐蚀疲劳裂纹扩展寿命估算进行了初步探讨。结果表明:腐蚀疲劳裂纹扩展速率(da/dN)_(CF)与(△K-△K_(thCF))在双对数坐标上呈线性关系。首次提出临界加载频率概念,频率高于临界加载频率,频率对裂纹扩展没有影响;频率低于临界加载频率,提出了表示频率对裂纹扩展速率影响的频率效应函数。经客观的验证,用文中提出的公式估算的腐蚀疲劳裂纹扩展寿命和实验寿命吻合良好。