空间飞行器控制软件的动态自适应演化方法

空间飞行器在太空飞行过程中需要满足多任务、多工作模式以及大范围机动的需求,其控制系统在大范围机动飞行条件下存在大量的外界干扰和内部参数不确定,同时飞行器的自适应过程受限于资源,人工干预难度大,并且现有的成熟的动态自适应方法并不一定适合空间飞行器控制软件进行自主控制,所以目前对自主控制系统软件的动态自适应调整方法提出了更...     

基于半监督极限学习机的控制力矩陀螺新奇性故障检测

控制力矩陀螺是现代航天器的重要执行部件,可以通过检测控制力矩陀螺的运行情况实现航天器运行状态的实时监测.但是在航天器实际飞行中,飞行故障发生的情况很少,在故障检测时往往因为故障数据缺失或者不足导致结果不准确,因此本文使用基于半监督极限学习机的新奇性故障检测解决控制力矩陀螺转子故障检测问题.新奇性故障检测方法针对故障类型...     

多操纵面受限控制直接分配新算法

针对多操纵面受限控制分配问题,提出了一种新的直接分配算法———平行边搜索法。该算法通过坐标变换和投影,将n(n≥3)维目标的受限控制分配问题转化为若干2维目标的受限控制分配问题,在大大降低了计算复杂度的同时,也改进了其它直接分配算法只能分配3维目标的缺陷。此外,新算法还放宽了控制效率矩阵中任意n列向量都线性无关的条件,并且对于所有情况都能得到最优解。经仿真验证,新算法与其它控制分配算法相比,具有更小的计算复杂度和分配误差,能够满足实时性和精确性的要求。     

Local controllability and stabilization of spacecraft attitude by two single-gimbal control moment gyros

The attitude control problem of a spacecraft underactuated by two single-gimbal control moment gyros （SGCMGs） is investigated. Small-time local controllability （STLC） of the attitude dynamics of the spacecraft-SGCMGs system is analyzed via nonlinear controllability theory. The conditions that guarantee STLC of the spacecraft attitude by two non-coaxial SGCMGs are obtained with the momentum of the SGCMGs as inputs, implying that the spacecraft attitude is STLC when the total angular momentum of the whole system is zero. Moreover, our results indi- cate that under the zero-momentum restriction, full attitude stabilization is possible for a spacecraft using two non-coaxial SGCMGs. For the case of two coaxial SGCMGs, the STLC property of the spacecraft cannot be determined. In this case, an improvement to the previous full attitude stabilizing control law, which requires zero-momentum presumption, is proposed to account for the singu- larity of SGCMGs and enhance the steady state performance. Numerical simulation results demonstrate the effectiveness and advantages of the new control law.     

加强空乘专业学生双语演讲水平的实训探索

空乘服务人员必须具备在公共场合进行双语演讲的能力。通过实训课程的反馈,发现空乘专业学生在态度认识、语言组织、技法运用和临场表现等方面均有不足。提高认识、提供机会、强化训练、完善师资、开设相关课程是解决问题的有效途径。     

侧壁约束效应对三维方腔自持振荡和噪声辐射影响的实验研究

实验研究了侧壁约束效应对三维方腔流动结构和噪声辐射特性的影响,固定方腔长深比为2∶1,使用麦克风阵列测量了方腔宽长比从0.1变化至0.5过程中流致噪声在不同指向性下的强度变化规律,并使用脉动压力传感器测量了不同宽长比方腔内部壁面压力分布,同时采用TR-PIV（Time-Resolved Particle Image Velocimetry）测量了方腔内流动结构的发展。实验结果表明:对于宽长比为0.5的方腔,当来流马赫数大于0.03时,方腔流动开始出现振荡并向上游辐射噪声;当来流马赫数增大至0.20时,方腔流动发展为对应Rossiter三阶模态的自持振荡,并辐射出尖频噪声。减小方腔宽度,当宽长比小于0.3时,方腔流动的自持振荡和尖频噪声被大幅度抑制甚至消除,来流马赫数为0.20和0.25时,方腔上游总声压级能够降低3 dB以上。通过对比壁面压力分布和PIV流场测量结果,发现减小方腔宽长比时,方腔内主回流涡向上游移动,涡强度降低,使得方腔的流动反馈不足以形成自持振荡,从而降低了辐射噪声。     

深空探测器在轨推力器参数辨识方法

针对中国首次自主火星探测任务需要,结合环绕器质量特性和推进系统布局构型,分析了喷气卸载对整器角动量的影响。在分析的基础上,通过飞轮卸载前后三轴转速变化规律,计算整器角动量变化情况,并解算出每次喷气时产生的冲量及推力方向偏差;通过同组推力器作用时对各轴的扰动,解算整器质心坐标。利用在轨数据分析了天问一号探测器巡航段6次使用不同推力器的喷气卸载情况,解算的推力器方向偏差、质心坐标和地面设计值进行比对,实测推力方向偏差不超过0.6°,质心绝对偏差小于18mm,验证了计算方法的有效性和正确性,可作为后续轨控任务的点火方向制定、燃料预算的输入依据。     

空间旋转目标消旋力矩仿真分析

针对提高空间旋转目标消旋效率的问题,使用电磁场软件MAXWELL对球壳的消旋力矩进行分析。设计并建立了二维亥姆霍兹线圈仿真模型,并对仿真模型进行有效性验证,使用验证后的仿真模型分析了单因素影响下的球壳消旋力矩变化情况,进而对现有的球壳消旋力矩解析式进行修正。仿真结果表明,现有的球壳消旋力矩解析式有其适用条件,适用于厚度与半径之比小于0.023的球壳,新的球壳消旋力矩解析式与原有解析式相比计算误差更小。      

机织织物剪切行为研究

 研究了平纹碳纤维机织织物的剪切行为。研究发现,织物的分阶段剪切行为与织物的细观结构有关,不同的剪切阶段具有不同的剪切机理,通过XLT-3400连续变体式显微镜和像框实验结果对不同剪切阶段的剪切机理进行了分析。通过纱线抽出实验获得了织物中纱线之间的摩擦系数,将纱线当作一个悬臂梁安装,通过此方法获得了纱线的抗弯刚度,由这两个实验导出了摩擦力矩。利用像框剪切实验以及力矩平衡,建立了平纹织物初始剪切阶段载荷 剪切角的关系模型。实验结果表明,此模型可以很好地模拟剪切角度超过0.05 rad之后的织物初始剪切行为。     

某型螺旋桨发动机连接螺栓预紧力研究

对某型螺旋桨发动机1个重要部位的连接螺栓进行了预紧力研究。介绍了螺栓预紧力的计算和螺栓的静强度、疲劳强度校核方法,得出了试验和改型机用该连接螺栓的锁紧力矩。