切换拓扑下无人机集群系统时变编队控制

针对多无人机(UAV)间通信拓扑可能发生变化的情况,研究了具有二阶积分特性的无人机集群系统的轨迹跟踪与时变编队控制问题。基于一致性方法设计了编队控制器,将编队控制问题转换成闭环系统的稳定性问题,引入了切换拓扑平均驻留时间的概念,并在此基础上利用线性矩阵不等式(LMI)方法,给出了控制器设计步骤。通过构造分段连续Lyapunov函数,证明了切换拓扑下无人机集群系统能够实现对指定轨迹的跟踪并且实现时变编队飞行。以三维空间运动的无人机集群系统为例进行了仿真验证,结果表明本文所提方法能够解决切换拓扑下无人机集群系统的轨迹跟踪与时变编队问题。     

国内外深空探测器精密定轨软件研究综述及WUDOGS简介

深空探测器精密定轨软件系统的研制在深空探测活动中是一个非常重要的环节,一直受到各大航天机构的重视。针对国内外深空探测器精密定轨软件平台的研究现状,重点介绍了具有代表性的美国JPL(Jet Propulsion Laboratory,喷气推进实验室)的DPTRAJ/ODP(Double Precision TRAJectory program/Orbit Determination Program,双精度轨道程序/定轨程序)和MONTE(Mission analysis,Operations,and Navigation Toolkit Environment,任务分析、操作和导航工具箱环境),GSFC(Goddard Space Flight Center,戈达德航天飞行中心)的GEODYN-II以及法国CNES(Centre National dEtudes Spatiales,国家空间研究中心)的GINS(Géodésie par Intégrations Numériques Simultanées,同步数值积分大地测量)软件系统,对这些软件的结构与功能进行了总结。之后对武汉大学自主研制的深空探测器精密定轨软件系统WUDOGS(Wuhan University Deep space Orbit determination and Gravity recovery System,武汉大学深空探测器精密定轨与重力场解算软件系统)的主要模块与功能进行了介绍,通过与GEODYN-II的交叉对比验证,表明:对于探测器的轨道预报,WUDOGS与GEODYN-II的1个月位置差异小于0.3mm,2d位置差值小于5×10~(-3) mm;双程测距、双程测速的理论计算值和GEODYN-II的差值RMS(Root Mean Square,均方根)分别在0.06mm,0.002mm/s的水平;WUDOGS目前已初步具备了月球和火星探测器精密定轨能力。最后对WUDOGS的下一步发展方向进行了展望。     

旋转爆震发动机中爆震波不稳定传播特性实验研究

在内径为60mm,外径为70mm的旋转爆震发动机实验件上,进行了以氢气/空气为推进剂的旋转爆震实验,以研究爆震波传播过程中的不稳定现象。实验中采用预爆管切向入射的方式起爆旋转爆震波,用高频动态压力传感器记录爆震波压力,用高速摄像机拍摄爆震波在环形燃烧室内的传播现象。在稳定工况下,爆震波传播速度达到1680.6m/s(为理论值的83.9%),工作频率达到7642Hz;在小流量工况下,爆震波的传播速度表现出很强的不稳定性,能从790.1m/s(理论值的39.4%)变化至1533.9m/s(理论值的76.6%)。实验发现了旋转爆震发动机的点火起爆过程中存在如下不稳定现象:爆震波自发改变传播方向,爆震波自发由一个变成两个,两个爆震波相互撞击。在实验中,还发现:不带喉部时,旋转爆震发动机中爆震波的传播方向具有随机性;带喉部时,爆震波的传播方向呈现出规律性。出现上述"不稳性"现象的可能原因是:点火起爆阶段,初始流场混乱,湍流度较大,爆震波的形成过程容易受到流场扰动的随机性干扰。     

NACA4412翼型低速绕流数值计算中湍流模型对比

使用Spalart-Allmaras(S-A)、SSTk-ω、Gao-Yong 3种湍流模型对NACA4412翼型低速绕流进行了数值计算,研究了尾迹流动松弛效应。对流项采用Roe格式离散,扩散项采用二阶中心格式离散,离散后的控制方程用多步Runge-Kutta显示时间推进法求解。计算中对翼型尾缘流松弛效应进行了分析,比较了翼型表面压力系数、速度剖面、雷诺应力等的分布,3种湍流模型总体上能够较好地模拟NACA4412翼型低速绕流。SSTk-ω模型对流动细节及升力系数计算最好,Gao-Yong模型对翼型平均速度剖面及雷诺剪切应力分布计算最准确。     

基于单边效能的纵向操纵适航符合性分析

为满足独联体(CIS)适航相关条例要求,对新舟60飞机现有的单套机械硬式升降舵操纵系统进行了改进。将升降舵左右驾驶联动操纵,改进为卡滞情况下可以断开联动,左右驾驶员分别控制左右升降舵。针对改进情况,通过风洞试验,获得了无动力和带动力条件下单边升降舵卡滞的升降舵效率。根据试验结果分析了纵向操纵恢复飞行品质及适航条例符合性,为后续飞行试验验证及适航取证奠定了基础。     

空中运动目标的识别和跟踪控制

针对空中运动目标的识别和跟踪,提出图像匹配算法和连通域算法相结合的方法。该方法主要用图像匹配算法获得目标的位置信息,当图像匹配算法失效时,则采用连通域算法重新捕获目标、获得图像模板。同时,为提高跟踪的实时性,采用最小二乘线性预测法来预测目标的运动轨迹。在实验室的目标跟踪系统平台上,该方法能够对运动目标进行稳定的识别和跟踪。     

涡扇发动机带动力数值模拟

基于等熵流动原理,通过在排气口处设定总温比／总压比,进气口处设定质量流量,提出了一种新型的发动机进排气边界条件。通过与N-S方程耦合求解,数值模拟了轴对称超高涵道比涡扇模拟器CURF和单独涡轮动力模拟器进排气流场,数值结果表明：计算结果和实验值吻合较好,验证了提出的发动机进排气边界条件的正确性,同时也验证了涡扇发动机带动力流场计算方法的可靠性。     

激光全息照相实验计算机辅助软件的编制

本文介绍了针对激光全息照相实验的计算机辅助软件的编制。其中主要是用于离面位移显示和计算的干涉等值线条纹图的实时处理，包括条纹的采取、存储、二值化和细化等部分，应用图形显示技术，使计算机的显示器在显示操作界面的同时也显示所采集的图像。系统具有良好的用户界面，易于掌握使用。     

模型库管理系统理论在海军航空兵作战仿真系统中的应用

就模型库管理系统在海军航空兵作战仿真系统中的应用进行了有益的探讨.     

在轨加注任务中变质量特性下的空间操作臂状态扩展自适应镇定控制

模块更换方式在轨加注任务面向不同类型的多个待加注目标与推进剂模块,过程中涉及航天器对接与分离、推进剂模块拆卸与组装等多种操作,研发时需要考虑系统中质量特性变化复杂,以及地面验证中存在的全周期、遍历性的任务级微重力模拟试验难以实现的问题。首先,针对地面调试良好时在轨加注空间操作臂系统可能被掩盖的非线性动力学特性,分析了一定参数范围下,任务执行过程中负载和基座质量特性变化对空间操作臂动力学特性和控制性能的影响。随后为实现对控制对象及环境改变的自适应性,基于惯性矩阵分解与重力载荷矩阵线性化,设计g的自适应律,并扩展系统状态变量,建立系统的Hamilton模型,进而基于能量函数整形与阻尼注入的无源性控制思想,设计预置镇定控制律,提出一种可对不同工况下的系统非线性实现自适应镇定的控制方案。最后,通过仿真研究验证了所提控制方案的有效性。