卫星控制系统半物理仿真实验和多转台仿真方法

本文首先讨论卫星控制系统半物理仿真实验的功能,其次介绍卫星仿真中心多年来完成的半物理仿真实验,最后讨论多转台半物理仿真方法及其仿真系统。     

自由滚转跨音速试验能力的发展状况

作为NASA／海军急剧机翼失速项目的一部分，开发了一套相对廉价的、迅速使用的自由滚转试验装置。在这套装置上，可使用传统的高强度风洞实验模型进入风洞中一次就可以评估跨音速性能和机翼下垂／摇摆行为。总体目标是验证自由滚转试验技术的两个作用，即在地面试验期间鉴定重大的无指令横向行为的区域的作用，以及在跨音速状态洞察军用飞机机翼下垂／摇摆行为的作用。描述了试验硬设备和实验程序。已经成功地使用自由滚转试验装置评估了4种不同构型的静态和动态特性，两种在空中表现出无指令横向运动（预生产型F／A-18E和AV-8B），而另两种没有（F／A-18C，G-16C）。对于这些构型所获得的可用数据，自由滚转实验结果和实际飞行情况非常的一致。     

一种新型双向摇摆发动机伺服系统的设计与实现

介绍一种新的航天器变轨发动机双向摇摆控制方案,并进行电动伺服系统的动态分析和设计。结果表明,采用框架式结构控制发动机摇摆的方案是可行的,电动伺服系统具有良好的动态特性和定位精度。     

基于线性稳定性分析的翼尖涡摇摆机制

在涡不稳定性特征的影响下，翼尖涡会在尾迹中发生摇摆运动。为了揭示翼尖涡摇摆的本质原因以及发展机理，采用体视粒子图像测速（SPIV）技术和线性稳定性分析方法对不同雷诺数和迎角下NACA0015等直翼产生的翼尖涡在尾迹区的不稳定性特征及发展进行研究。结果表明：在1~6倍弦长的尾迹区内，翼尖涡存在摇摆现象，摇摆幅值随流向放大，且摇摆运动沿流向逐渐呈现出各向异性特征；在大迎角条件下，翼尖涡摇摆幅值随流向增长更快。采用线性稳定性分析方法，定量化分析翼尖涡的稳定性、空间/时间不稳定性放大率和扰动频率随流向的发展过程。结果显示，在雷诺数2.1×10⁵~3.5×10⁵范围内，翼尖涡均处于临界稳定状态，扰动频率为3~5 Hz。基于线性稳定性分析结果，发现在大迎角条件下翼尖涡时间/空间不稳定性放大率更大，解释了当迎角增大时翼尖涡摇摆幅值随流向增长更快的现象。另外，由线性稳定性分析得到的最不稳定模态显示翼尖涡的横向速度扰动具有明显的方向性，从而诱导翼尖涡产生摇摆运动；速度扰动方向的周期性变化则使翼尖涡摇摆区别于一维的随机振荡，而是表现为在各方向均含有分量且具有主频的摇摆运动。这种由不稳定性导致的速度扰动是翼尖涡摇摆的内在机制，其不稳定性放大率控制着摇摆幅值的增长速率，而其横向速度扰动的方向性与周期性则决定了翼尖涡的摇摆特征。     

一种新的干扰力矩补偿方法在测试转台中的应用

为提高转台位置跟踪精度,提出了一种新的复合控制方法:电机中摩擦模型采用摩擦参数为非一致性变化的LuGre动态模型。控制器采用参数自适应律和CMAC神经网络来估计未知LuGre模型参数和辨识位置周期摩擦扰动并给与补偿。该方法保证了闭环系统全局稳定性和对期望位置信号的渐进跟踪,提高了转台位置跟踪精度。     

10kN双向摇摆再生冷却发动机技术研究

介绍了10kN双向摇摆发动机的主要技术方案和关键技术．对涂层和边区余氧系数等影响因素进行了传热计算及分析,获得了再生冷却身部的气壁温、液壁温和热流密度的轴向分布曲线,指出了发动机身部可靠冷却的边界工况。针对两种推进剂（N2O4／MMH、N2O4／UDMH）,设计了喷注压降和流量不同的两种喷注器方案,地面热试车表明,两种喷注器方案燃烧稳定,其燃烧效率相当,可达95％～96％。发动机多次地面试验研究验证了发动机设计方案的可行性。     

本刊资讯

精密所研制的某卫星测试转台项目顺利通过验收近日,精密所研制的某型卫星测试转台顺利通过验收。该卫星测试转台首次成功运用了麦克纳姆轮全向移动系统,实现了在全向运输领域的一次重要技术突破,紧跟了市场需求,具有较好的市场前景。该项目研制过程中,项目组博采众长,严格进行过程管控,团结协作,齐心协力,一同攻克了新技术难关,提前完成了任务,得到了甲方的充分肯定。本次麦克纳姆轮的成功运用,也为我所卫星调姿转台技术的扩展贡献了关键力量,为我们争取市场增添更多机会。     

激振器在卫星轨控发动机推力矢量转台中的应用

490N发动机是目前国内应用最广的卫星轨控发动机,其推力矢量的偏斜角、偏移量等参数对卫星轨道控制影响很大。转台是其推力矢量测量的常用方式。在转台中,主轴作为动架,动架与静架之间通过轴承连接定位,动架可沿轴向滑动。为了减小摩擦力对轴向推力标定的影响,尝试在转台上设置了激振器。通过使用激振器前后各3次试验的数据分析,发现使用激振器后主推力和比冲的标准差有所下降,表明通过激振器振动推力矢量转台是提高主推力和比冲测量精度一个值得研究的方向。但是,目前所掌握的试验数据还不够充分,需要进一步的试验来证明,而且激振器不同输出能力及频率振动对测量结果的影响也有待于深入研究。     

基于神经网络的电液转台非线性积分滑模控制

针对高精度电液飞行仿真转台具有高度非线性、参数不确定和不确定非线性等特点,提出了一种基于RBF（Radial Basis Function）神经网络的非线性积分滑模鲁棒控制方法.采用自适应RBF神经网络对该系统存在的参数不确定性和不确定非线性进行补偿,从而降低滑模控制器对切换项的增益的需求,进而减小系统抖振幅值.积分滑模面的设计能消除外部干扰对系统带来的稳态误差.根据积分滑模变结构控制器的特点,将控制律分为等效控制律和到达控制律.等效控制律使系统运动于滑模面附近,到达控制律可使处于状态空间内任意初始位置的系统趋近于滑模面,并进一步通过Lyapunov方法证明了系统的渐近稳定性.实验结果表明,所提出的非线性控制器不仅能满足电液转台的高精度跟踪性能的要求,且对参数不确定性和不确定非线性具有一定的鲁棒性.