基于轨迹跟踪的飞行器大角度姿态机动物理仿真

针对空间飞行器大角度姿态机动控制具有非线性,并要求控制器具有较高的指向精度、姿态稳定度及鲁棒性等特点,应用轨迹跟踪控制算法,设计了比例微分控制器。系统采用DSP作为星载计算机、光纤陀螺作为姿态敏感器、反作用飞轮作为执行机构、系统程序采用C语言编程,利用单轴气浮仿真实验台实现了物理仿真实验。实验结果证明该控制方法能实现飞行器大角度机动控制,控制过程中能准确跟踪预定轨迹,还表现出较好的鲁棒性。     

A numerical study on flame and large-scale flow structures in bluff-body stabilized flames

Large Eddy Simulations(LES) in conjunction with the Flamelet Progress Variable(FPV) approach have been performed to investigate the flame and large-scale flow structures in the bluff-body stabilized non-premixed flames, HM1 and HM3. The validity of the numerical methods is first verified by comparing the predicted velocity and composition fields with experimental measurements. Then the evolution of the flame and large-scale flow structures is analyzed when the flames approach blow-off. The analysis of instantaneous and statistical data indicates that there exists a shift of the control mechanism in the recirculation zone in the two flames. In the recirculation zone, HM1 flame is mainly controlled by the mixing effect and ignition mainly occurs in the outer shear layer. In HM3 flame, both the chemical reactions and mixing are important in the recirculation zone. The Proper Orthogonal Decomposition(POD) results show that the fluctuations in the outer shear layer are more intense in HM1, while the flow structures are more obvious in the outer vortex structure in HM3, due to the different control mechanism in the recirculation zone.It further shows that the flow structures in HM1 spread larger in the intense mixing zone due to higher temperature and less extinction.     

基于UKF的大失准角船舶行进间对准技术研究

由于标准卡尔曼滤波只适用于线性系统,通常在SINS/GPS组合导航初始对准过程中,先通过基于惯性系的粗对准方法,将失准角转化为小量,然后再进行卡尔曼滤波精对准。由于杆臂效应,使用的基准信息存在一定误差,导致初始对准精度降低。因此,首先设计UKF的大失准角初始对准算法;其次将基准信息杆臂在UKF方程中建模,对杆臂误差进行补偿;最后通过仿真验证算法的可行性,并利用海试实验数据对UKF算法与传统动基座算法进行对比,实验结果表明该方法具有明显优势。     

基于机器人的飞机大型结构三维自动化检测方法

外形数据测量是飞机装配中至关重要的一环。传统模拟量检测无法满足飞机大型结构点的外形测量需求,而单独的数字化测量设备和方法又难以实现大尺寸和复杂结构的测量。构建了由工业机器人和激光跟踪仪组成的自动化扫描系统,研究了飞机大型结构自动化检测方法。根据轨迹规划和仿真的结果,实现机器人扫描系统对大型结构测量,将测量结果与理论数模比较就可以分析大型结构的误差信息,实现对大型结构的检测。     

空间遥感器大口径反射镜支撑结构型式综述

文章针对空间遥感器大口径反射镜(口径大于500mm)总结了影响支撑结构设计的主要因素,介绍了几种主要的支撑结构型式,并讨论了支撑结构设计中所需要考虑的若干问题。     

基于模型预测的轨道自主快速大机动控制

为改善太阳同步轨道(SSO)卫星轨道大机动经典控制方法的性能,提出了一种基于卫星动力学模型预测的轨道自主机动控制算法,用大推力轨控发动机开环控制加小推力器闭环修正进行控制。给出了制导策略和算法流程。理论分析和仿真结果表明,该控制算法适于卫星轨道自主快速机动控制,其轨控精度较高,收敛时间可满足快速性要求。     

大型挠性航天器的鲁棒模型预测姿态控制

针对大型挠性航天器的三轴姿态控制问题,考虑了控制输入约束,设计了鲁棒模型预测姿态控制器。首先,将模型预测控制应用到不考虑扰动的标称挠性航天器系统中,通过求解优化问题推导预测控制律,从而得到三轴姿态的标称轨迹。然后,为有效处理大型挠性附件振动对中心刚体姿态造成的扰动,针对带有扰动的挠性航天器实际姿态控制系统,设计由最优状态与实际系统状态的误差构成的辅助反馈控制器,使实际系统状态维持在以标称轨迹为中心的“管道”(Tube)不变集内,并驱使实际系统状态到达标称轨迹上,最终沿着标称轨迹到达平衡点。仿真结果表明,在鲁棒模型预测控制的作用下,实现了姿态角的快速精确跟踪,有效地处理了由大挠性附件振动对中心刚体姿态产生的扰动,增强了系统的鲁棒性。     

液体大幅晃动类等效力学模型研究

基于液体大幅晃动等效力学模型研究充液航天器动力学与控制问题。首先,发展并完善了模拟液体大幅晃动的运动脉动球模型（MPBM）,结合已有的液体大幅晃动运动规律和分析结论对MPBM的法向力的计算方法进行了改进;通过数值仿真结果与已有试验结果的对比证明了以上改进工作的有效性。然后,基于MPBM建立了携带多个充液储箱的航天器动力学模型,针对携带四个储箱的充液航天器进行姿态机动控制研究。研究结果表明,四个充液储箱的三种可能的空间布局对航天器姿态机动过程中的角速度、液体晃动力矩和控制力矩将产生不同的影响;此外,还研究了液体大幅晃动等效力学模型中液体晃动阻尼因素对航天器姿态机动控制的影响。     

某微型车车外气动噪声仿真分析

对某微型车气动噪声进行了数值仿真分析。首先,采用大涡模拟（LES）对车外的瞬态外流场进行了仿真分析,然后,应用Lighthill-Curle声类比理论,采用FW-H声学模型,预测了其声学特性。根据流场和声学模拟结果,改进后视镜局部造型来降低气动噪声,最后进行了道路实验,测试了60km/h-120km/h整车噪声,测试结果表明,整车噪声有了明显降低,且最大降低了1.2dB(A)。     

FAST一次支撑系统的实验研究

介绍了FAST光机电一体化的索支撑轻型指向跟踪系统的关键技术之一一次支撑系统，并对一次支撑系统1：30缩尺模型进行了系统的实验研究，测试了小车在跟踪模式下不同轨迹上的控制效果，测量并计算了小车的等效刚度，通过刚度系数估计了小车的风载响应。实验结果表明，本文所提出的一次支撑方案可以达到一次支撑结构所要求的位置控制精度。本文的研究利用大跨度悬索体系实现对空间目标的精确位置控制具有一定的参考价值。