火星进入减速器技术综述与展望

随着火星着陆探测任务的不断推进,火星采样返回、载人登陆火星和火星基地等任务要求能将更大、更重的探测器着陆到火星表面,这就需要在火星大气进入阶段进行高效减速。基于以往成功的火星着陆探测任务,首先系统地回顾了火星进入段气动减速技术的发展历史;然后,结合火星进入过程的特点阐述了火星进入段减速设计的必要性及其面临的挑战;接着,系统地总结了充气式气动减速器、可展开式气动减速器和超声速反推减速器的系统构成和研究进展;最后,对这3种减速器技术的未来发展方向和亟待解决的关键问题进行了比较全面的分析和展望。     

冠齿脉冲射流冲击平直靶板对流换热实验

采用红外热像测试技术对占空比（DC）恒定为0.5的冠齿脉冲射流冲击平直靶面,在不同雷诺数（5 000～20 000）、无量纲冲击间距（2～8）和工作频率（10～25 Hz）下进行了对流换热实验研究。结果表明：在小射流冲击间距下,冠齿脉冲射流冲击局部努塞尔数云图在射流驻点附近呈现较为明显波瓣状分布;冠齿喷管在脉冲射流冲击中依然体现出强化对流换热的作用机制,雷诺数和工作频率分别为10 000和15 Hz工况下,射流冲击驻点附近的表面传热系数相对圆形脉冲射流提高幅度在20%～30%之间;在冠齿脉冲射流中,脉冲主动激励和冠齿被动诱导激励之间存在着内在的相干机制,导致其对流换热特性与冠齿连续射流和圆形脉冲射流有较大的差异。     

低空小型无人机空域冲突视觉感知技术研究进展

无人机（UAV）空域冲突感知技术是国家空域集成中最具挑战的关键技术,针对小型无人机在低空空域应用愈加广泛、迫切需要融入低空空域的背景,综述了低空小型无人机空域冲突视觉感知技术的研究进展。首先,论述了低空小型无人机的应用现状,归纳了低空空域环境与小型无人机的典型特征;其次,根据感知对象的类型,将现有的空域冲突感知设备分为协同式与非协同式2类,通过对比总结了机器视觉作为低空小型无人机空域冲突感知设备的优势;然后,论述了视觉信息预处理、入侵目标视觉检测、基于视觉的避障路径规划这3项空域冲突视觉感知关键技术的最新研究进展;最后,总结了该领域有待进一步解决的难点,并对未来的发展方向进行展望。     

考虑飞行品质约束的空天飞行器控制舵面设计及优化

针对放宽静稳定度条件下水平起降空天飞行器控制舵面尺寸设计难度大的问题,提出了一种基于代理模型的控制舵面一控制参数一体化设计方法.首先,基于鸽群算法构建了包含结构参数的空天飞行器气动特性代理模型,获得了气动特性参数随飞行条件、控制舵面尺寸及质心位置的变化关系,为控制舵面一体化设计提供输入.然后,设计了基于C*结构的空天飞...     

基于低轨稀疏星座的蓝绿激光对潜定位研究

潜艇只在必要时刻才浮出水面，对实时通信和导航定位造成极大制约。蓝绿激光具有深水穿透性高、衰减系数低等优势，已在机载和星载平台对潜艇通信中得到验证。借鉴GNSS导航信号产生原理，结合蓝绿激光通信测距一体化与低轨卫星自身精密定轨，提出了基于蓝绿激光通信的低轨卫星对潜定位算法。通过在激光通信中增加载波相位调制，实现潜艇激光接收器的伪距测量，联合其高程测量信息实现水下定位。以一带一路海域，特别是中国南海区域为服务对象，优化星座参数设计了3颗卫星组成的低轨稀疏星座。潜艇在星座覆盖区域内保持静态，间隔1~3min完成至少两次通信测距和导航电文接收，联合两组观测数据、精密星历及高程测量信息进行定位解算。仿真结果显示，在卫星过境期间，考虑卫星定轨精度，激光在空气、水下传播误差等因素，潜艇可在水下实现X、Z方向定位误差优于100m，Y方向误差约100~150m的高精度定位，对提升潜艇的战场作战能力具有意义。     

非合作体附着下的组合体航天器自适应控制

空间中非合作体附着航天器本体后,新组合体惯量参数未知、系统引入的动量变化未知,容易造成航天器姿态控制失稳.针对此问题,提出了一种基于非合作组合体整体惯量估计的自适应控制方案,实现不同情形附着下新组合体姿态的快速和高精度恢复.通过构造李雅普诺夫函数,对自适应控制方案稳定性进行了证明.搭建的某卫星被非合作组合体附着后的姿控仿真平台表明,在非合作体惯量参数未知、引入动量未知以及附着前系统状态不定等恶劣情况下,采用该算法的组合体姿控误差可收敛到一个极小的领域内,可以实现对非合作组合体系统快速而有效的控制.     

二元超声速混压式进气道亚临界稳定裕度研究

为了研究内收缩比和来流马赫数对二元超声速混压式进气道亚临界稳定裕度的影响规律及失稳机制,采用二维非定常仿真方法研究了内收缩比(ICR)为1.04～1.25的进气道在来流马赫数Ma₀为2.4的条件下,以及内收缩比为1.08的进气道在来流马赫数为2.2～2.8条件下,其由稳态向失稳状态转变的过程。研究结果表明：(1)当Ma₀=2.4时,在1.04≤ICR≤1.12内,随着ICR增加,亚临界稳定裕度ζ减小;1.16≤ICR≤1.25内,随着ICR增加,亚临界稳定裕度增大。(2)在内收缩比为1.08的条件下,马赫数变化引起的分离激波角和分离包再附压升两个关键因素变化共同主宰着进气道亚临界稳定裕度的变化趋势。(3)总体上,根据稳定亚临界初始状态的三相点无量纲高度?_b是否大于1可将进气道的亚临界稳定裕度变化情形分为两类,当?_b<1时,ζ随着?_b的增加而减小;当?_b> 1时,ζ随着?_b的增加而增加。     

斜装冗余传感器的分布式导航系统研究

为了满足低成本、高性能惯性导航要求,解决传统单一主惯导系统的成本高、体积大等问题,利用低成本MEMS惯性传感器,采用传感器斜装冗余配置,在最优卡尔曼滤波的基础上提出了一种基于虚拟传感器的最优信息融合技术,简化了测量系统的动态模型,减小计算的同时提高了测量精度。将斜装冗余惯性测量节点安装在载体的不同位置构成基于斜装冗余传感器的分布式导航系统,分析了分布式结构,利用基于虚拟传感器的等效模型,设计了分布式导航系统的测量融合系统。通过仿真试验,校验了基于虚拟传感器的最优信息融合有效地提高了测量精度,基于斜装冗余传感器的分布式导航具有较高的导航精度,同时证明此方法具有一定的抗干扰能力,能够抑制载体局部随机扰动对导航性能的影响。     

可行走着陆器的牛顿-欧拉法动力学研究

基于一种具有串并联混合腿足机构的四足可行走着陆器,为摸清其行走过程中的关节能耗问题,采用牛顿-欧拉方法进行了动力学建模研究。首先,采用D-H法建立串并联混合腿足机构的关节坐标系,进行正向运动学和逆向运动学的推导;然后在运动学模型的基础上,采用牛顿-欧拉方法建立着陆器整机的全状态动力学模型,该模型以足端相对轨迹为输入,获取着陆器在运动过程中各关节受力情况的变化曲线;最后,采用五次样条插值法规划一段运动轨迹,用ADAMS仿真软件进行着陆器虚拟样机仿真。经验证,该动力学模型理论计算数值和虚拟样机仿真数值具有相同的变化趋势,证明了模型的有效性,可以作为后续能耗模型建立和优化的基础。     

高超声速飞行器自适应增点Co-RBF多保真度代理建模

针对高超声速飞行器设计过程中计算效率和计算精度难以兼顾的问题,提出了一种自适应增点协同径向基函数（Co-RBF）方法,并将其应用在高超声速乘波体气动参数多保真度建模上。首先,设计了锥导乘波体飞行器,采用工程估算方法和计算流体动力学（CFD）分别获得其气动参数的高低保真度样本。随后,分别采用Co-RBF和广义分层协同克里金（GCK）方法构建代理模型,对比分析了低保真度样本采样方法和样本容量对多保真度模型在训练集内、外的拟合精度的影响。最后,根据提出的自适应增点Co-RBF方法,构建了乘波体多保真度模型,并与常规Co-RBF拟合效果进行了比较。结果表明,Co-RBF比GCK方法对气动参数拟合效果相近,且自适应增点Co-RBF方法在保证融合模型精度的情况下有效降低对高保真度样本的需求。