三轴稳定飞行器姿态控制系统混合LQR-H_∞控制器设计

基于简化的三轴稳定飞行器运动模型设计了线性二次型(LQR)最优跟踪调节器。为消除系统模型的不确定性,由微分几何精确反馈线性化理论设计了LQR输出反馈补偿器;对系统的外加干扰,考虑H∞控制的混合灵敏度设计了混合LQR-H∞控制器。仿真结果表明:该设计方法不仅使姿态控制系统有良好的跟踪特性,而且具一定的抗干扰能力,系统鲁棒性较强。     

月球着陆器着陆缓冲性能研究

首先基于MSC.Nastran/MSC.Adams软件建立了模拟月球着陆器的动力学模型,并利用模拟月球着陆器在地面冲击试验来验证仿真模型的正确性,重点关注缓冲机构与结构连接处的载荷,结构特征点的加速度响应,以及缓冲器的工作行程。然后利用模拟着陆器地面试验结果修正动力学分析模型,研究表明：着陆器结构和缓冲机构的柔性对缓冲性能具有较大的影响。最后,把动力学分析模型中的模拟结构更换成真实结构,进行着陆器在月球表面的着陆冲击仿真分析,从而获得模拟着陆器地面试验与着陆器在月面着陆的冲击缓冲性能差异。     

微流星体高速撞击航天器Whipple防护结构损伤特性研究(英文)

采用金刚石模拟高脆性、高熔点微流星体材料,对航天器典型Whipple防护结构进行高速撞击试验.试验表明,撞击产生的高温高压效应导致金刚石部分或全部转化为石墨,金刚石对防护结构的损伤主要体现在中低速阶段,当撞击速度大于4.3km/s时,对后板的灼烧损伤极为显著。     

并联贮箱不平衡输出及其解决途径

分析了空间飞行器推进剂贮箱并联设置时产生的不平衡输出问题，从工程角度估计了不平衡输出的程度。对于不允许测量贮箱压降的金属膜片贮箱，在其出口设置气蚀文都利管是解决并联贮箱不平衡输出的简单而又有效的方案。     

落角与视场约束制导控制一体化策略

针对考虑视场(FOV)约束和落角约束的高超声速飞行器高精度打击问题,提出一种基于自适应动态规划(ADP)的新型制导控制一体化(IGC)策略。首先设计一种融合视场角与落角约束的视场角指令,在视场角精确跟踪的同时实现精确命中并满足两种约束,从而将约束问题转化为跟踪问题;然后,借助干扰观测技术估计制导控制一体化模型中不确定性并引入到性能指标设计中,又同时将视场角约束与落角约束考虑进去,设计基于自适应动态规划的制导控制一体化方法。利用ADP的强化学习思想求解出最优控制策略,既保证高超声速飞行器的精准打击,又满足视场角约束与落角约束,而且兼顾了对不确定性的鲁棒性。仿真结果验证了本文所提方法的有效性与优势。     

硼粉燃烧效率的影响因素研究

为了提高B粉在氧弹中的燃烧效率,从而准确测得B粉的实际燃烧放热量,以便对不同来源的B粉进行质量评估,进而为含B富燃料推进剂的配方设计及能量预估提供依据。建立了一种能使硼粉充分燃烧并测得其放热量的方法,以双铅-2推进剂(SQ-2)作助燃剂,丙酮作溶剂,采取干法与湿法相结合的方式制备样品,利用恒温式氧弹量热仪测试样品燃烧放热量,并计算B粉燃烧效率,采用Fluent软件对B粉燃烧过程中的氧弹内流场进行数值模拟,分析氧弹内温度及氧气浓度随时间的分布,研究了SQ-2与B粉的混合质量比、充氧压强、坩埚位置、坩埚大小及有无挡板对B粉燃烧效率的影响。结果表明,SQ-2与B粉的最佳混合质量比为10∶1;最佳充氧压强为3 MPa;选择内径大(最佳内径17 mm)、高度低(最佳高度5 mm)的坩埚,并减小坩埚与氧弹底部的距离(最佳距离10 mm),同时选用不含挡板的坩埚支架,可为B粉创造良好的燃烧环境,在氧弹中的最大燃烧效率可达99.36%。     

一种用于预失真系统的RLS+LMS组合算法

数字预失真技术是功率放大器线性化研究的热点,自适应算法的选择对预失真的效果有很大的影响。分析传统的LMS算法和RLS算法,发现其收敛速度和计算复杂度不可兼得,变步长算法对收敛性能有所改进,但效果有限。结合两种算法各自的优势,提出一种新的组合算法,用于多项式数字预失真系统。采用间接实现结构,仿真结果表明新算法具有良好的收敛特性,适用于功率放大器的线性化处理。     

蜂窝夹层结构板的改制技术

基于同一公用平台卫星舱体蜂窝夹层结构板的外形和机械接口大致相同的特点,介绍了一种卫星舱体壁板的改制技术,采用切割、填充、加强、制孔、后埋等工艺方法,将结构星产品改制为电性星产品,能够大大降低成本,缩短周期。     

空间运输飞行器材料与制造技术需求分析

空间运输飞行器已经成为国际航天技术新的发展趋势,对材料和制造技术从两方面提出了新的需求:异形贮箱制造技术和热控材料与制造技术。本文对这两个问题进行了分析,结果表明:异形贮箱和热控硬件的材料与制造是制约空间运输飞行器发展的基础技术,必须在空间运输飞行器研制热潮之前先期突破。