交会对接任务两目标协同控制技术研究简

在载人航天工程交会对接任务阶段,北京航天飞行控制中心首次实现了真正意义上的两目标协同控制,完成了协同体系构建、协同模式研究、协同技术攻关、协同方案设计、协同系统研制的完整技术演进过程.本文主要目标是对交会对接任务北京中心的两目标协同控制技术研究成果进行总结,主要涉及在交会对接任务协同控制技术体系构建、两目标关联计划工作模式、两目标注入安排协同设计与实施的经验与不足,通过对协同系统在交会对接任务中的实战应用情况,分析交会对接任务在协同自动化手段方面的成果和后续改进完善方向,为后续空间站任务设计和实现更复杂的多目标协同控制体系积累经验和教训.     

空中加油系统的建模与控制技术综述

空中加油已经成熟应用超过半个世纪,但其建模与控制技术仍是航空界的研究热点与难点之一。综合大量文献,回顾了空中加油的发展历程和战略价值所在,比较研究了2种加油方式各自的优劣,总结了近年开展的系统建模和控制相关的研究成果。基于硬式加油与软式加油的功能互补之效,提出了借助研制大型运输机的契机发展硬式加油技术的观点。通过研究国内已经开展的相关工作及其不足之处,论证了开展系统建模与控制专项研究的必要性与积极意义。结合硬式加油系统的特点,提出了建模时应该综合考虑系统多刚体、多构型、强扰动与不确定性、受弹性形变与弹性振荡影响等特点,并提出了与之对应的伸缩管姿态控制、对接状态应力自动补偿、对接过程协同控制、抑制弹性振荡影响、半物理实验平台开发等关键问题。     

应用协同射流控制的临近空间螺旋桨高增效方法

基于雷诺平均Navier-Stokes方程与多块搭接网格技术,数值模拟了协同射流(CFJ)翼型及桨叶的黏性绕流,分析了CFJ技术的增升减阻效果及工作机理。研究了CFJ的功率及效能比的分析方法,量化分析了CFJ的能量利用率。开展了喷口大小、喷口动量系数等参数对CFJ翼型性能的影响规律研究,并在此基础上开展了应用CFJ的临近空间螺旋桨高增效方法研究。结果表明:数值模拟结果与实验值吻合良好,在不同状态下,CFJ控制技术均能显著改善翼型气动性能。其中,最大升力系数提高了60%~130%;阻力系数降低了100%~440%,部分小迎角工况甚至出现负阻力系数,升阻比显著提高;翼型失速特性明显改善,失速迎角提高了近10°;能量利用率高,效能比可达440%。最终,在最优参数条件设置下,采用基于CFJ控制技术的临近空间螺旋桨可提高效率5%以上。     

基于响应面近似技术的平流层飞艇协同设计优化

针对平流层飞艇多学科设计优化问题,引入协同优化算法,分析基于响应面近似模型的协同优化方法CO/RSA的执行步骤和特点,并介绍响应面近似模型的构建方法;建立平流层飞艇各学科模型,并对学科间耦合关系进行分析;运用建立的气动/推进、结构、能源三个耦合子系统的学科分析模型和系统优化模型,以平流层飞艇总质量最小为优化目标,综合考虑浮重、推阻和能源平衡,采用CO/RSA方法对平流层飞艇进行设计优化.结果表明:所建立的平流层飞艇的MDO模型是合理的,CO/RSA算法应用于飞艇总体设计优化是有效的,研究结果可为平流层飞艇方案论证和方案设计提供参考.     

射流伺服阀用放大型超磁致伸缩执行器建模及分析

为提高射流伺服阀的动态性能,设计了采用桥式微位移放大机构的射流伺服阀用放大型超磁致伸缩执行器(AGMA)。建立了计输入位移损失的放大机构模型以及非线性位移输出理论模型,并采用有限元法对所建放大机构模型进行了对比验证,结果表明:放大机构的输入刚度模型最大误差0.78N/μm,放大倍数模型最大误差0.22,放大倍数受输入位移影响较小。最后,试验研究了AGMA的静动态特性,结果显示:控制电流在-0.5A到0.5A缓慢变化时,AGMA输出位移约为78μm;当控制电流从-0.5A跃变到0.5A时,其峰值位移约为71μm,峰值时间约为0.014s,调节时间小于0.1s;当控制电流幅值为0.5A时,其输出位移幅频宽40Hz,谐振频率约为30Hz。     

冲击射流的彩虹纹影实验研究

超声速冲击射流在短距、垂直起降飞行器（S/VTOL）以及火箭发射等方面应用广泛,但是伴随着流场与噪声等诸多方面的问题。要研究这一类问题,必先研究这一类超声速流动的波系结构。文章利用彩虹纹影测量系统,对不同距离不同压比的冲击射流进行实验研究,得到了清晰的彩虹纹影实验结果,细致地呈现了冲击射流的波系结构。基于实验结果,对三种不同结构的冲击射流的波系结构进行了详细分析。发现喷嘴与挡板距离较大时,形成的射流结构与自由射流相似,壁面附近的射流区域不明显。随着距离减小,冲击射流出现壁面冲击区附近射流比较剧烈的现象。距离进一步减小时,出现滞止泡等结构,滞止泡的形状与压比相关。此外,实验表明冲击射流形成的马赫盘大小、形状与来流压比相关。     

自由射流中飞机进气道前方亚声速流场数值仿真研究

为了预测航空发动机高空模拟自由射流试验中飞机进气道-发动机组合体前方的亚声速流场特性,优化试验舱的气动设计,采用 CFD 方法在亚声速自由射流和真实大气飞行条件下对某战斗机进气道的外流场进行数值模拟。分析了进气道对前方气流压缩作用与飞行马赫数关系,对比和分析了分别在自由射流与真实大气中进气道前和进气道入口处的马赫数分布,确定了3种马赫数下进气道在自由射流中的最佳安装位置。比较发现,亚声速自由射流对真实高空大气飞行进行模拟,可以得到马赫数相似的流场。     

多类异构对地观测平台协同任务规划方法

目前,不同类型的对地观测平台之间缺乏有效的协同交互机制。这种孤立的资源管控模式难以应对多样且大量的对地观测需求。特别是在一些紧急情况下,如地震、武装冲突、洪涝灾害和森林火灾等,这种模式的弊端尤为突出。研究了多类异构观测资源,包括卫星、飞艇及无人机(UAV)的协同规划问题。首先,提出一种基于多Agent的分层协同规划框架,整合不同观测资源构成一个分布式和松耦合的对地观测系统。其次,将异构对地观测平台的协同规划问题转化为不同子规划中心间的任务分配问题。第三,针对该任务分配问题,提出一种结合禁忌列表模拟退火(SA-TL)算法,在该算法中融合了禁忌表策略,有效提高了算法的性能。仿真实验验证了多Agent协同框架的优越性和SA-TL算法的效率。     

多喷嘴构型的轴对称氢氧加热器设计与仿真

为了使氢氧燃烧加热器满足自由射流试验台工作需要并获得均匀的出口气流参数,采用同轴剪切式7个喷嘴轴对称构型喷注器,利用CFD仿真软件对其进行了三维反应流场计算,燃烧模型采用氢氧单步反应模型,获得了设计工况下的参数.计算结果表明:燃烧效率随着中心喷嘴与外围喷嘴距离L与喷注面板半径R之比(L/R)的增大先上升后下降;喷注面板的温度随着L/R的增大而降低,最终维持在600K左右;加热器出口的氧气摩尔分数以及总温的均匀性基本不随着L/R变化而变化;出口主流区的马赫数在6左右满足设计要求.在各个喷嘴的影响区域大致相等时,加热器综合性能良好.氢氧速度比越大,完全燃烧所需区域越短,喷注面板温度越高.与单喷嘴、19个喷嘴的加热器比较发现7个喷嘴的构型较为合理.      

高热流密度燃烧室壁面阵列空气射流-燃油组合冷却结构研究（爆震专刊）

针对高热流密度燃烧室壁面热防护需求提出了一种空气阵列射流冲击和燃油冷却肋板的集成冷却方式,在射流平均雷诺数(Re_j)为10000至30000、燃油进口流速(v_f)为2.33m/s至5.23m/s的范围内,采用数值模拟方法对其传热特性进行了研究,并基于壁面加热侧当量对流换热系数的概念,分析了基准肋板以及燃油冷却肋板的传热增强作用。与无肋板靶面的阵列射流冲击相比,带肋板阵列射流冲击的面积平均当量对流换热系数是前者的1.6倍,压力损失系数相对提高了约25%;采用燃油冷却肋板,加热壁面综合传热能力进一步增强,在Re_j=10000时,采用燃油冷却肋板的面积平均当量对流换热系数是基准肋板的1.5倍以上,即使在Re_j=30000时,燃油冷却肋板的传热增强比也可以达到1.2;燃油冷却肋板的出口温度相对进口温度的提升在20K~50K范围内,其提升幅度随着射流雷诺数或燃油进口流速的增大而减小。