基于高斯伪光谱的星际小推力转移轨道快速优化

针对星际小推力转移轨道优化问题,给出了一种基于高斯伪光谱配点的快速优化 算法。首先,基于归一化的改进春分点根数建立了星际小推力转移轨道的优化模型;然后, 采用高斯伪光谱配点策略对优化模型进行离散化处理,推力方向限制和天体星历分别作为路 径约束和事件约束,将轨道优化问题转化为一个大规模多约束参数优化问题;在此基础上, 基于高斯伪光谱的配点特性,推导出性能指标和约束方程的解析雅可比矩阵,保证了雅可比 矩阵计算的准确性和效率;最后,以利用太阳能电推进探测火星和水星为例,对所给算法进 行了数值验证。数值结果表明：高斯伪光谱方法可有效用于星际小推力轨道的优化问题,并 且与数值差分相比,解析的雅可比矩阵算法可提高计算效率67.78％。
     

基于矢量测量和UKBF的飞越小天体自主导航方法研究

以估计航天器和小天体在日心惯性系中的位置和速度为目的,提出了基于视线矢量测量的飞越小天体自主导航方法。该方法利用导航相机和激光高度计构建航天器到目标天体的视线矢量,同时为避免系统方程线性化和离散化所带来的模型误差,采用UKBF (Unscented Kalman\|Bucy Filter)算法对相应位置和速度进行估计。分析了导航系统的能观性,并以坦普尔一号为目标天体进行仿真验证,理论分析和仿真结果皆表明了方法的有效性和可行性。
     

一种基于信息融合的深空巡航段自主导航算法

针对自主光学导航在深空巡航段应用中的问题,提出了一种基于信息融合的自主导航算法。由太阳敏感器测量获得太阳相对探测器的视线矢量,由分光计测量获得探测器相对太阳的径向速度,构建自主导航系统的两种信息观测方程;由基于状态估计误差协方差阵奇异值动态确定信息分配因子,用信息融合技术和扩展卡尔曼滤波算法实时估计探测器的位置与速度。对深度撞击任务的实际飞行数据的数值仿真结果表明:自主导航算法的轨道确定精度满足深空巡航段要求。     

基于MBSE思想的航空发动机控制系统设计方法

在航空发动机控制系统设计开发过程中,存在需求理解偏差、需求实现描述不清晰、设计过程缺失等问题,严重影响产 品后续使用。为了构建完整、规范、准确的系统设计要求,完整描述系统设计过程,引入基于模型的系统工程思想。通过需求分析 将用户需求条目化,并对每条需求进行确认;通过功能分解,将复杂系统模块化;利用功能描述将需求量化、图形化,明确各项功能 的具体行为;在要求制定过程中引入数据流管理,将整个系统设计过程有机结合在一起。结果表明：采用基于模型的系统工程思 想构建满足产品研发的控制系统正向设计方法,实现了顶层需求的100%覆盖和追溯,可将模糊的需求通过建模方式具体化、显形 化。通过N1测量对设计方法进行了验证,表明该方法可用于工程设计。     

非凸二次约束下航天器姿态机动路径迭代规划方法

针对复杂约束下航天器姿态机动路径规划问题,首先描述和分析了航天器姿态机动过程中面临的动力学和运动学约束、有界约束、姿态指向约束,把姿态指向约束利用非凸二次型进行表述;其次从能量最优角度出发,将该约束机动问题归纳为非凸二次约束二次规划问题;然后引入线性松弛技术,将该问题转化成双线性规划问题,求出其中一个变量的凸包络和凹包络,降低求解复杂度,从而求出原问题的一个线性松弛。同时为了提高求解精度,提出一种基于评价函数的迭代规划算法,利用线性松弛求出的解作为初值,通过评价函数进行迭代规划,最终求出原问题的最优解。仿真结果表明该方法不仅可以满足复杂的姿态约束,得到全局姿态优化路径,而且能够降低能量消耗。     

弹舱对飞翼布局飞机气动特性影响及其控制

以高速风洞气动力测量为研究手段,开展了弹舱开启对飞翼布局飞机气动特性影响及其流动控制试验研究。试验结果表明,对于飞翼布局飞机,弹舱开启主要影响飞机阻力特性,巡航状态下,弹舱开启后使得全机阻力增加60%～110%,Ma=0.8时全机升阻比降低34%。通过在弹舱前缘安装扰流片,对弹舱腔口剪切层施加流动控制,巡航状态下弹舱开启附加阻力最多降低20%,Ma=0.8时全机升阻比提高12.6%。     

无人作战飞机空中加油建模与近距机动控制律设计

针对无人作战飞机(UCAV)空中加油时存在加油机尾流干扰导致相对位置难以保持的问题,基于等效气动效应法建立了UCAV动力学模型,并设计了近距机动最优飞行控制律。将加油机尾流对UCAV的影响等效为平均风速度和风梯度,计算出附加于UCAV的诱导力系数和诱导力矩系数,建立了含尾流扰动的受油机模型。以位置跟踪误差的积分为增广状态,基于加权二次型性能指标设计了近距机动最优飞行控制律。仿真结果表明,UCAV模型能真实地体现尾流对受油机的影响,并通过设计的近距机动控制律可有效实现对加油机相对位置的精确跟踪。     

某型航空发动机应急放油系统研究

针对某型航空发动机在地面应急放油时发生的停车故障,对该型发动机应急放油系统进行了深入的理论分析,并采用5 kHz的采样频率采集数据,进行大量的发动机台架试车和装机试车,通过微观分析,找出该型发动机停车故障的1种特殊原因.在精确分析的基础上,对应急放油系统采取改进设计,并通过试验进行了设计改进后的试车和试飞验证,在应急放油附件管接头通往加力泵接通活门管接头的内部增加φ=1.0 mm的节流嘴,使应急放油接通时主燃油喷嘴前、后压差最低值提高200～700 kPa,并且增加节流嘴后对发动机其他功能和性能无影响,从而可靠地解决了原有应急放油系统的缺陷,有效排除了某型航空发动机在地面应急放油时发生的停车故障.     

椭圆轨道非线性相对运动模型的周期解与应用

在长期的航天器编队飞行中传统的基于线性相对运动模型设计编队保持轨道的方法会引起较多的燃料消耗.首先采用摄动法解析地求得了考虑二阶非线性项时椭圆轨道相对运动模型的周期性条件和周期解;然后以此周期解为参考轨道设计了基于Lyapunov稳定的PD保持控制律.仿真结果表明:基于椭圆轨道非线性相对运动模型的周期解较基于椭圆轨道线性相对运动模型的周期解,精度明显提高;以前者为参考轨道的保持控制与以后者为参考轨道的保持控制相比,燃耗明显降低.     

冷却剂/氧化剂组合式SteamJet发动机特性

为了系统深入地研究冷却剂/氧化剂组合式射流预冷却涡轮发动机(SteamJet)的发动机特性,建立了射流预冷却的热交换系统计算、物性修正计算、发动机部件特性修正计算和含氧化剂的燃烧室计算的数学模型,在此基础上,建立了基于双轴混排加力式涡扇发动机的SteamJet发动机性能计算模型,并编制了相应的计算程序。初步设计了SteamJet发动机的最大加力状态控制规律,计算分析了SteamJet发动机在不同冷却剂/氧化剂配比下沿飞行轨道的特性,并据此提出了影响冷却剂/氧化剂配比选择的主要因素;对冷却剂/氧化剂组合式SteamJet发动机进行了高度速度特性的计算和分析。结果表明,与喷水预冷却的SteamJet发动机相比,冷却剂/氧化剂组合式SteamJet发动机具有更好的燃烧稳定性和推力特性,能够满足高超声速飞行的需求。