《空间控制技术与应用》征稿简则

《空间控制技术与应用》(原名《控制工程》)由中国空间技术研究院北京控制工程研究所主办,国内外公开发行(刊号:ISSN1674-1579//CN11-5664/V).主要报道空间控制领域先进水平的科研成果,刊登创新性学术见解的研究论文.其内容涵盖空间飞行器、空间活动、空间试验的控制技术,先进的控制理论和方法及其研究成果在空间飞行器、空间活动、空间试验中的应用,上述控制系统的关键部件的研究、试验与应用,系统     

神舟十号飞船交会对接任务透视

2013年6月11日17时38分,神舟十号载着航天员聂海胜、张晓光、王亚平从酒泉卫星发射场出发,开始执行第二次载人航天交会对接任务。6月26日8时07分,神舟十号飞船独立飞行3天,与天宫一号组合体联合飞行12天,完成了三次交会、两次对接、一次绕飞,在轨飞行15天后,飞船返回舱在内蒙古中部地区     

满足多约束的主动段能量管理制导方法

高超音速飞行器运载任务需要满足多项约束条件,针对耗尽关机型固体运载火箭需要在主动段进行能量管理.基于控制推力和速度之间夹角来实现主动段能量管理的思路,综合交变姿态控制能量管理(AEM,Alternate Attitude Control Energy Management)和一般能量管理(GEM,General Energy Management),提出了样条能量管理(SEM,Spline Energy Management)制导方法,并针对分离前定轴飞行约束条件进行了修正.以三级运载火箭为例,通过AEM,GEM和SEM对比,验证了样条能量管理制导方法的可行性.     

人类何时才能突破高超声速屏障

高超声速飞行在广义上可泛指在大气层中马赫数大于5的飞行。在这个意义上,飞船、航天飞机(包括美国的X-37B)、导弹的再入段,都有一段是高超声速飞行,包括它们的上升段,也有一段是高超声速飞行,但它们都没有进行高超声速巡航,遇到的问题相对简单。在本文中我们着重讨论用吸气式发动机在大气层中进行高超声速巡航的飞行器,以及用火箭助推到高空然后滑翔     

太空新航线

X-37B在轨飞行超一年3月5日,执行神秘任务的美国空军X-37B无人航天飞机悄然地在地球轨道上度过了入轨一周年纪念日。据了解,第三次X-37B飞行任务有可能在今年晚些时候发射。目前在轨飞行的是由波音公司鬼怪工程部为空军建造的第二架X-37B,称为"轨道试验飞行器"(OTV)2,任务由空     

智能方法在惯性系统误差参数辨识中的应用

总结了目前我国提高惯性系统导航精度的技术途径,阐述了国内外惯性系统误差参数辨识方法的研究现状,介绍了当前滤波算法、智能优化算法和人工神经网络方法在惯性系统导航领域的应用情况以及存在的不足。最后,分析了空间飞行器惯性系统误差参数辨识技术的未来研究方向,即智能优化算法和人工神经网络方法等智能方法将在惯性系统误差参数辨识中发挥越来越重要的作用,通过将误差系数标定问题转换为参数辨识问题,采用智能方法在庞大的解空间内实现对惯性系统误差参数的快速辨识。     

飞行器集群协同制导控制方法及应用研究

分析了目前多飞行器协同作战的发展现状与趋势,指出了多飞行器以编队形式进行协调与配合,可以有效提高突防概率与作战效能。针对飞行器集群协同制导控制技术,分析梳理了相关的技术难点。然后,分别对协同任务规划与动态目标分配方法和多飞行器编队协同控制方法、多约束条件下的分布式协同制导方法的国内外研究现状进行了介绍。最后对飞行器集群协同制导控制技术进行了总结,并对未来的发展方向进行了展望。     

基于自适应非结构嵌套网格的旋翼流场模拟

针对直升机旋翼CFD仿真的复杂性,提出了改进的适合于格心格式求解器的非结构嵌套网格算法。采用自适应网格技术在旋翼流场仿真的整个过程中进行网格的自适应加密和疏化操作,以更好地捕捉桨尖涡等流动细节。对于频繁的自适应过程中产生的大量重复点和无用点,采用了高效的交替数字树算法(Alternating digital tree,ADT)和标记-删除-移动算法(Mark,delete,move,MDM)进行删除,节约了不必要的存储。针对格心格式的求解器,采用了基于梯度的网格间插值方式,简化了网格间数值传递的复杂性,同时不降低求解器的精度。对CaradonnaTung旋翼悬停算例和HLISHAPE 7A旋翼悬停算例进行了模拟验证,计算值与实验值吻合,表明本文建立的方法具有良好的鲁棒性和有效性。最后,与未采用自适应时求解器对桨尖涡的捕捉效果进行了对比,结果表明本文所采用的方法可以明显地提高求解器对桨尖涡的捕捉。     

某类跨大气层飞行器全航程红外辐射特性分析

针对某类跨大气层飞行器飞行过程中需要进出大气层,且飞行速度跨度大等特点,建立了不同空域、不同飞行速度下的机体头部受热模型。当在大气层内飞行时分别使用经验公式和Lees公式计算马赫数小于5和大于5时头部受热情况,当在大气层外飞行时建立了考虑太阳直射、地球反照和地球红外加热情况下的受热模型。利用普朗克定律得到了相同温度下不同波段的红外辐射能量占比情况。最后利用本方法对某类跨大气层飞行器进行了温度和红外辐射计算,得到的计算结果能够大致反映全航程头部温度和红外辐射变化情况。     

高超飞行器进气道/内流道流动特性试验

用Ma∞=7风洞试验的方法研究了一种吸气式高超声速飞行器二维进气道/内流道的流场特征与起动特性.试验结果表明:在来流总压0.5～1.9 MPa、单位雷诺数2.48×106～7>.95×106范围内,进气道起动的前提下,进气道/内流道沿程压力分布受来流总压、雷诺数的影响变化很小;在进气道外压缩段流动未受干扰前进气道隔离段最大可承受反压约为250倍自由来流压力;未加侧板时该进气道具有自起动能力,加侧板后隔离段出口压力有所增加;在设计点工况,该进气道增压比42.9,总压恢复0.27,出口马赫数2.76.