采用TLC方法的超机动飞行控制系统设计

基于轨迹线性化控制(Trajectory linearization control,TLC)方法,研究了超机动飞机飞行控制系统的设计问题。首先简要介绍了TLC方法的设计思想;然后根据奇异摄动理论,将超机动飞行控制系统分成快慢两个回路,并为其分别设计了轨迹线性化控制器;最后分别用所设计的控制器和已有的动态逆控制器对某型歼击机进行了赫布斯特机动仿真。仿真结果和对比分析表明,所设计的TLC控制器是有效的,且比动态逆控制器具有更好的控制跟踪性能。     

基于光纤智能夹层和模糊RBF神经网络的飞行器载荷识别

为了更好地保障航空飞行器的安全,提高飞行器的可靠性,提出了一种通过性能参数稳定的光纤智能夹层采集数据,并且结合模糊RBF神经网络对机翼盒段载荷进行识别实验的方法.该方法融合了模糊理论和神经网络各自的优点,通过改进的模糊C均值聚类(FCM)聚类算法删除冗余的规则以进行规则的优化,能自适应地从学习样本数据中提取相应信息,实时地进行载荷辨识.从仿真结果可以看出:该网络模型具有学习时间较短、学习速率较快和精度较高等优点.     

输入受限乘波体飞行器的最优跟踪控制方法

针对存在输入受限的乘波体飞行器最优跟踪问题,基于反演控制设计了最优跟踪控制器。将控制分为稳态跟踪控制和瞬态最优控制两部分。首先基于反演控制框架,引入有限时间收敛跟踪器对虚拟控制律进行估计,避免了普遍存在的“微分项膨胀”问题。其次,考虑系统中存在不确定项,设计了非线性干扰观测器对不确定项进行估计,确保控制器的鲁棒性。同时,充分考虑输入受限情况,基于辅助误差补偿策略对控制输入进行修正。然后,为了实现最优控制,基于自适应动态规划设计瞬态最优控制器。最终通过数字仿真,验证所设计控制方法的有效性。     

分布式卫星干涉测高系统编队构形优化设计方法

 分布式卫星干涉合成孔径雷达（InSAR）编队构形设计是系统总体设计的关键问题。从系统测高性能优化角度出发,提出分布式InSAR编队优化设计一般方法,将其概括为求解一个优化问题,以主星带辅星群体制分布式InSAR为例建立目标函数,针对其星载双站、斜视、空间基线等特点建立测高精度与辅星轨道根数的关系,基于近似的相对运动数学模型对该优化问题进行简化,并采用遗传算法求解。在此基础上,对多颗卫星组成编队以提高系统测高性能提出了一种多星编队设计方法。仿真分析表明,经优化得到的编队测高性能要优于干涉车轮和钟摆编队,该结果验证了优化设计方法的有效性和正确性。     

高超声速钝楔边界层转捩大涡模拟

 以五阶迎风和八阶对称格式混合差分格式求解三维可压缩滤波Navier-Stokes方程,对来流Mach数为6.0、半锥角5°的高超声速空间发展钝楔边界层转捩至完全湍流进行了大涡模拟。时间推进采用紧致存储三阶Runge-Kutta方法,亚格子尺度模型为Driest因子修正的Smagorinsky涡黏性模型。通过定常流场入口边界附近吹／吸引入不稳定扰动斜波的方法数值模拟得到了层流失稳转捩直至完全湍流的空间发展全过程。对扰动的线性、非线性增长以及湍流斑的形成和发展进行了分析,给出了转捩及完全湍流下的速度相关量统计并与实验、DNS结果进行了对比分析,计算结果与理论及实验吻合。     

LEO卫星发射机功率长期变化分析

针对空间环境辐射效应对低轨(Low Earth Orbit,LEO)卫星固态功放器件的长期影响,以工作超过15年的某卫星发射机为对象,在详细讨论卫星轨道半长轴、倾角、光照角和降交点地方时漂移基础上,分析发射机在轨温度、输出功率等参数变化,重点考察功率长期漂移情况.通过建立模型对功率衰减进行估计,最后结合遥测数据进行检验...     

脉冲星方位误差估计的两步卡尔曼滤波算法

为了克服钟差和卫星位置误差对脉冲星方位误差估计的影响,设计了两步卡尔曼滤波（TSKF）算法。首先,介绍了脉冲星方位误差估计的传统模型,并通过分析和仿真验证了钟差、卫星位置误差以及2种误差同时存在时会使脉冲星方位误差估计结果产生较大偏差。其次,在传统的估计模型中加入了钟差和卫星位置误差,并将钟差和钟差变化率增广为新的状态量,从而推导出包含2种误差的新模型,并证明了该模型的完全可观测性;根据该模型并按照两步卡尔曼滤波原理,得到了TSKF算法的步骤。最后,通过仿真表明:在钟差和卫星位置误差同时影响下,传统脉冲星方位误差估计算法偏差较大且发散;TSKF算法则能够有效隔离2种误差的影响,使赤经和赤纬误差估计达到0.2 mas之内的精度。      

固体火箭冲压发动机设计点性能优化分析

针对冲压动力飞行器射程优化总体需求,提出了基于飞行器-发动机性能因子的评估方法,建立了固体火箭冲压发动机性能模型及优化设计流程,为总体与动力一体化优化设计提供了支撑。根据典型含硼贫氧推进剂性能分析结果可知,相同马赫数及余气系数下,高度对比冲的影响不明显;相同马赫数下,比冲随余气系数的增加先增加后减小;相同余气系数下,比冲随马赫数的增加而降低;飞发性能因子随马赫数、余气系数的增加先增加后降低,在一定条件下达到最大值。      

一种短航程再入解析预测校正制导方法

针对载人探月飞船高速再入返回问题,提出了一种短航程低过载的再入解析预测校正制导方法。引入大升阻比航天器滑翔式再入的概念,通过设定再入过程中滑翔段轨迹形式,利用轨迹参数描述滑翔段轨迹,推导出预测航程的解析公式。为使终端误差满足要求,通过试位法校正轨迹参数,并换算得到倾侧角制导指令。在偏差条件下进行仿真,实现了飞船2100km任务航程下400~450s内以低于6.5g₀的过载再入,结果表明,所提制导方法具有较高的精度和较强的鲁棒性,为载人探月飞船应急快速返回提供了参考思路。      

优质复材助力中国航空工业展翅高飞——访美国雅奇国际有限公司董事长兼首席执行官Paul Marks先生

美国雅奇国际有限公司(Argosy International Inc.)作为首批进入中国大陆的外资企业,凭借多年来与世界航空企业的合作经验,在复合材料领域打下了一片天地.