空间遥感器指向镜支撑结构形式综述

空间遥感器指向镜支撑结构是指向镜的重要部分,用于维持指向镜位置并提供一维转动自由度,其结构形式的选择和设计对指向镜的功能具有重要影响。文章针对指向镜在轨微重力、存在转动的使用条件和温度变化大的环境特点,调研并总结了背部支撑、侧面支撑、周边支撑3类主要的支撑结构形式,分析了支撑结构设计的精密热设计和粘接技术等关键技术。在指向镜支撑结构设计时建议采用非传统的新型方案设计和模块化设计。     

输入无模型动态扰动非线性系统的反演控制

研究了输入无模型动态扰动的不确定非线性系统的全局镇定。基于控制李雅普诺夫函数,设计了反演控制律,利用自抗扰的思想,构建扩展状态观测器来处理输入无模型动态,仿真结果验证了本方法的有效性。文章提出的控制方法适用于很多非线性系统。     

多电飞机混合储能系统的模型研究

简要分析了适用于多电飞机电网的蓄电池—超级电容混合储能系统研究的意义和价值,建立较为完整的混合储能模型,并在模型基础上采用模糊控制等方法,设计出三级控制策略,实现稳定飞机电网电压目的.     

空天飞行器的鲁棒自适应模糊轨迹线性化控制

提出了鲁棒自适应模糊轨迹线性化控制(RAFTLC)方法并应用于空天飞行器(ASV)飞行控制系统设计.根据系统的先验知识, 设计出标称模糊系统对系统的未知干扰和不确定进行估计, 并通过鲁棒自适应控制项来克服标称模糊系统逼近误差和权值误差的影响.标称模糊系统逼近误差和权值误差的界在线调整.采用Lyapunov方法证明了闭环系统的所有信号一致最终有界.最后利用提出的控制方案设计了ASV飞行控制系统, 并在高超声速条件下进行了仿真验证.仿真结果表明了控制方案的有效性和鲁棒性.      

一种太赫兹机电波导开关的设计

针对太赫兹频段卫星通信系统对信号传输及切换的需求,设计了一种工作于114 GHz～173 GHz频段的无间隙C型机电波导开关。首先,采用等效电路理论进行传输线匹配设计,并分析了波导口宽边和窄边错位对电压驻波比的影响;之后,依据导体损耗理论分析了金属壁电导率对插入损耗的影响,并运用HFSS软件对通道长度、表面粗糙度等因素进行参数敏感性分析;最后,提出了一种新型扼流槽加载方式。结果表明：开关的驻波比与弯曲半径成正比,考虑到定子强度及小型化设计,应选择合适的弯曲半径;采用银镀层有利于提高插损指标,且在太赫兹频段,为降低插入损耗,微波通道的表面粗糙度应优于0.8 um。最终,在114 GHz～173 GHz频段,开关的电压驻波比小于1.1,插入损耗小于0.45 dB,隔离度大于80 dB,耐功率为3000 W,满足设计要求。     

轮毂旋转对环形叶栅角区流场的影响

通过数值模拟来研究和分析某环形叶栅轮毂壁面旋转对静子叶根角区流动结构的影响.研究结果表明:轮毂正向转动可以减小叶栅端壁区的流动堵塞,轮毂端壁角区的流动结构由三维分离流动结构转变为泄漏涡占主导的端壁分离结构.轮毂壁面旋转带来的叶栅角区流动结构的变化根本原因在于端壁转动引起的叶栅根部间隙泄漏增强,阻碍了轮毂端壁附面层二次流向叶片吸力面角区的堆积.      

一类非仿射输入和不确定性系统的输出跟踪控制

针对一类具有非仿射输入和不确定性的混沌系统,提出了鲁棒自适应RBFNN反演控制。RBF神经网络用来逼近设计过程中所有的未知非线性函数,并且对逼近的误差设计了鲁棒项,设计的自适应律是针对RBF所有权值的上界而不是权值本身,因而在线自适应参数数量减少了,节约了计算时间。该方法保证了混沌系统的输出能跟踪任意参考信号,并且跟踪误差是一致渐进收敛的。仿真结果表明该方法的可行性和有效性。     

支持向量机用于液体火箭发动机的故障诊断

支持向量机（Support Vector Machine,简称SVM）是一种基于机器学习的模式分类算法,其在解决小样本、非线性及高维模式识别等问题中都表现出许多特有的优势。用SVM对液体火箭发动机的故障数据进行检测和诊断。通过对发动机仿真模型的9种故障数据的学习,能检测出18组故障数据中的17组,但有4组出现误报,对误报故障进行二次学习和再检测,能对这4种故障正确检测。经过对C75试车4种故障数据的学习,能正确检测其故障类型,进一步验证了该方法的正确性和可行性。     

前缘带光滑霜冰的NACA0012翼型表面声学特性计算

结冰将改变飞机空气动力表面形状,不仅使飞机空气动力性能下降,还会导致气动噪声的变化。为研究结冰对翼型气动噪声的影响,采用计算流体力学方法对前缘带光滑霜冰的NACA0012翼型表面声学特性进行了数值计算。采用C型网格拓扑结构对结冰翼型的计算区域进行了划分,采用不可压缩雷诺平均N-S方程对结冰翼型周围黏性流场进行了数值计算,采用基于Proudman理论的宽频噪声模型和Curle的表面积分方法预测了结冰翼型的表面声学参数,获得了沿结冰翼型弦向分布的表面声功率和表面声功率级。研究表明,0°或小攻角时,靠近前缘霜冰区域的流动转捩或流动分离使结冰翼型的表面声功率更高;较大攻角时,靠近后缘的区域发生流动分离,使后缘的表面声功率增加,进一步增加了结冰翼型的表面声功率。前缘霜冰产生的流动转捩和流动分离是结冰翼型气动噪声增加的主要原因。     

飞机结构静强度虚拟试验技术要求研究

通过分析飞机结构静强度虚拟试验国内外发展现状,结合国内开展的静强度虚拟试验经验,从虚拟试验的试验流程、模型建立、数据分析、结果评估等技术要求进行了研究,总结了飞机结构静强度虚拟试验的一般要求和详细要求,可供有关人员参考。