自旋稳定卫星姿态参数的容错Kalman滤波

Kalman滤波是一组用递推关系给出的动态 测量系统状态向量的最优线性无偏滤波 ,它在航天测控领域中有广泛应用。以自旋稳定型卫星姿态确定为研究对象 ,探讨Kalman滤波算法的实现途径 ,并对Kalman滤波算法本身进行适当改进 ,建立一组对测量数据野值点具有容错能力的修正型滤波算法 ;此外 ,还对滤波初值选取和测量数据误差协方差阵的估计等技术给出了有价值的建议     

一类模糊时滞系统的鲁棒二次稳定和H∞控制

研究了一类连续不确定模糊时滞系统的鲁棒二次稳定问题。首先给出不确定时滞系统的自治系统稳定的充分条件,在此基础上设计状态反馈控制器,给出全局二次可稳定的充分条件。相比已有的理论成果,更进一步考虑了系统的日。性能指标,使系统在满足二次可稳定的同时也满足H∞性能指标,并将所得的条件转化为线性矩阵不等式以便借助Matlab完成求解。最后的算例验证了方法的可行性。     

碳纤维增强热塑性复合材料/钛合金激光焊接模拟仿真研究

为研究碳纤维增强热塑性复合材料（CFRTP）与钛合金激光高速旋转焊接接头形成机理,探索工艺参数对接头质量的影响规律,建立了CFRTP/钛合金激光高速旋转焊接数学模型,利用有限元方法对焊接接头温度分布进行理论计算,分析了激光功率、焊接速度和光斑半径等工艺参数对接头熔宽和熔深的影响规律,并将理论计算结果与试验结果进行了对比分析。结果表明,利用有限元模拟仿真能够较好地预测CFRTP/钛合金接头的温度场分布;通过对温度场求解结果的数值分析,可以实现CFRTP/钛合金激光焊接过程中接头熔深、熔宽的预测;理论计算结果与试验结果基本吻合,表明模拟仿真能够为CFRTP/钛合金高质量激光焊接提供理论支持。     

基于CEL模型的搅拌摩擦焊温度场及材料流动数值模拟

基于欧拉-拉格朗日耦合(Euler-Lagrangian coupling,CEL)模型,采用ABAQUS有限元分析软件建立了钛钢复合板金属材料搅拌摩擦焊(friction stir welding,FSW)热力耦合数值模型.研究焊接工艺参数对温度场的影响,并采用示踪粒子法监测焊缝区材料的塑性流动行为,分析焊接材料流动...     

脉冲噪声下基于梯度加权平均的变步长NLMP算法

针对非高斯 α 稳定分布噪声环境下的自适应滤波问题,提出一种新的基于梯度加权平均的变步长归一化最小平均p范数(VSS-NLMP)算法。该算法基于梯度矢量能够跟踪自适应过程的均方权值偏差(MSD)这一特点,通过对梯度矢量的平滑减小梯度噪声的影响,然后利用平滑梯度矢量的欧氏范数和系统误差的分数低阶矩控制步长的变化。文中给出了新算法的迭代过程,然后对其收敛性进行简要分析,仿真结果表明,本文新算法较现有变步长NLMP算法具有更快的收敛速度和更高的稳态精度。     

热防护系统多层隔热结构传热分析及性能研究

由外部高温合金壳板及内部多层隔热结构组成的金属热防护系统被认为将在未来重复使用运载器上大面积采用。分析了多层隔热结构内导热与辐射的复合换热问题。采用二热流近似方法分析了纤维席内的辐射热流。分析了多孔介质纤维席内气体、固体有效导热系数。并应用有限差分法建立了多层隔热结构瞬态传热数值分析模型。反射屏层数、发射率及纤维席厚度、密度是多层隔热结构重要的设计参数。详细的分析了这些参数对多层隔热结构隔热性能的影响，总结了提高多层隔热结构隔热性能的方法。     

航空重力仪/梯度仪惯性稳定平台研制现状

惯性稳定平台可以隔离外部扰动对重力仪或重力梯度仪的影响,改善重力测量环境、提高重力测量精度,在航空重力测量领域意义重大,应用前景广阔.本文针对国内外多个国家的航空重力仪惯性稳定平台研制情况,以及承载不同类型重力梯度仪的惯性稳定平台研制现状进行了评述,并讨论了平台研制中的一些关键技术,最后进行了前景展望.     

钝体火焰稳定器后燃烧不稳定数值模拟

为了缓解航空发动机加力燃烧室中频繁出现的燃烧不稳定现象,利用商业软件Fluent对带钝体火焰稳定器的模型加力燃烧室进行基于大涡模拟（LES）的3维热态数值仿真。通过分别改变加力燃烧室的来流温度、来流马赫数、燃油当量比3种影响燃烧的关键因素来分析其对火焰稳定器后燃烧不稳定现象的影响。结果表明：来流温度从600 K提升到1200 K时,钝体稳定器后火焰形式由直线状的剪切层火焰向波浪状的漩涡火焰转变,燃烧不稳定机制由K-H不稳定向BVK不稳定转变;来流马赫数从0.1提高到0.3时,燃烧不稳定的脉动频率随之提高,压力脉动的幅值随之增大,但放热脉动的幅值先增大后减小;燃油当量比从0.5增大到0.7时,燃烧不稳定的频率变化较小,压力脉动与放热脉动的幅值存在先增后减的趋势。     

一种卫星快速姿态机动及稳定控制方法

针对小卫星快速姿态机动要求,提出一种基于粒子群优化（PSO）算法的卫星快速姿态机动及稳定控制方法。该方法首先以粒子种群的初始位置为卫星机动加速阶段终点时刻进行路径规划,然后针对规划好的路径利用维持跟踪控制进行姿态机动,在路径末端利用黄金分割和逻辑微分进行稳定控制,最后以卫星姿态到达目标角度且保持稳定的时间作为适配值,寻找出一条在该组合控制方法和限制条件下的最优路径进行姿态机动及稳定控制。该控制方法能够根据星体的实际动力学特性、环境特征、限制条件及控制性能进行最优机动及稳定控制。将该方法应用到小卫星的姿态机动控制中,仿真结果表明该方法有效。