上面级轨道转移段姿态控制技术

由于姿态与轨道运动的耦合,以及制导系统确定的发动机推力矢量方向不通过系统质心所引起的干扰力矩,火箭上面级轨道转移段的姿态运动会受到很大的干扰,为此,研究了利用轨控矢量发动机主动摇摆和滚转姿控发动机喷气的上面级姿态控制技术。首先,利用凯恩方程建立包括上面级本体、发动机旋转支架以及矢量发动机的系统多体动力学方程,推导了矢量发动机工作时偏心引起的干扰力矩和推力矢量控制中矢量发动机的摆角计算公式,利用矢量发动机主动摇摆和滚转姿控发动机喷气控制上面级的姿态。其次,基于变结构控制方法,设计了上面级轨道转移段的姿态控制律,使得上面级轨道转移期间姿态控制的精度达到了10^-3级别,且矢量发动机推力矢量既为制导指令方向又通过系统质心,减小了矢量发动机对上面级的干扰力矩。最后,进行了数值仿真,仿真算例结果验证了控制律的可行性。     

改善双轴发动机加速性的变喷管调节分析

基于发动机各部件特性,应用流动参数变化热容计算方法对某型双轴发动机加速过程进行了数值分析。发展了一种双层迭代方法,成功地模拟了变喷管喉道面积对发动机加速性的影响,并初步给出了改善发动机加速性的变喷管调节方案。     

基于势流理论的螺旋桨效率-噪声样本分析方法

为了提高效率、降低噪声,螺旋桨设计需要在精确的性能预报基础上,平衡不同参数对设计目标带来的影响。本文以面元法为主要手段预报CLT桨的水动力性能,并引入噪声模型进行噪声预报。整个过程以4叶CLT（Contracted and Loaded Tip）桨—P1727桨为母型桨,在螺距比为原桨螺距比0.9~1.2倍范围内,考虑3叶、4叶、5叶三种叶数形式,最终计算100个设计桨案例的水动力性能和噪声性能。设计桨最终满足某中型船的推力要求,并寻找螺旋桨最小叶尖涡流噪声-最大效率解集。计算结果表明,在固定推力值的情况下,螺旋桨叶数与噪声成反比趋势,效率与噪声性能受螺距比影响,并呈现出一定的规律性。对于高效桨P1727而言,改变螺距比与叶数会使效率与噪声存在一定的平衡范围,可以应对不同的设计要求。     

介质体散射分析中奇异积分处理

为消除高阶矩量法（MOM）求解表面积分方程时的奇异积分,提出了一种采用混合域基函数精确计算奇异积分的方法。通过分离奇异积分项,用变量替换求解析解,与高斯积分法获得的非奇异积分值相加,求得阻抗元素。仿真计算表明：该法的结果和文献中低价MOM吻合。     

一种新的变结构制导律研究

在非线性相对运动学基础上提出了一种新的变结构制导律。变结构制导律仅利用了目标加速度界限的信息,因而在拦截过程中,并不需要精确的测量目标加速度,也就是取得了对目标机动的鲁棒性。在执行上,变结构制导律仅使用了视线转率测量值,因而和比例导引同样简单。仿真结果表明,所提出的制导律与比例导引相比有较大的性能改善。     

弯曲后掠压缩拐角激波/湍流边界层干扰特性研究

为研究内转式进气道前体压缩激波与机体边界层之间的弯曲后掠压缩拐角激波/湍流边界层干扰现象,对矩形捕获型线、直母线圆锥基准流场生成的内转式进气道压缩型面进行简化,并利用数值仿真方法对简化模型进行计算,分析并对比了非耦合和耦合情况下弯曲后掠压缩拐角激波/湍流边界层干扰特性.结果表明:非耦合模型所形成的分离区呈弯刀形,分离区...     

基于级数反演法的变速运动SAR回波二维频域模拟算法

针对变速运动平台,提出了一种基于级数反演法的SAR回波模拟二维频域的算法。建立了变速运动模式SAR的几何模型,利用级数反演法,得到了较为准确的信号2维频谱表达式,并对由变速运动引入的大场景空变性进行了分析,给出了空变性相位误差补偿因子,实现了回波信号的精确仿真。分析表明该算法能够在保证较高的相位精度情况下大大的提高SAR回波的仿真速度。仿真结果证明了该算法的有效性。     

基于零脱靶量设计的变结构末制导律

对于三维目标拦截问题,提出了一种新的具有强鲁棒性的末端导引律。该方法将目标的机动加速度视为已知的有界扰动,考虑了导弹自动驾驶仪的动态特性,基于导弹对目标的零脱靶量综合设计了非线性三维变结构鲁棒末制导律。理论分析与数字仿真表明这种制导律不但具有优良的弹道特性,而且对目标机动都具有很强的鲁棒性和适应性,同时方法简单,易于理解,便于工程应用。     

可能模型集算法在机动目标跟踪中的应用

介绍了用于机动目标跟踪的变结构多模(VSMM)估计中可能模型集(LMS)算法。阐明了该算法通过剔除不可能模型,保留一般模型,激活与重要模型相邻的模型实现模型集的自适应原理,并给出了其实现步骤。采用LMS算法对恒加速(CA)机动目标跟踪的仿真结果表明,LMS算法的滤波效果优于交互式多模型(IMM)算法,算法简单易行、计算量小,可用于跟踪运动规律较复杂的目标。     

控制受限的挠性航天器姿态机动自适应变结构输出反馈控制

针对挠性航天器飞轮输出力矩受限情况下的姿态机动问题，提出了一种仅利用输出信息的自适应变结构输出反馈控制方法。在基于非线性和低阶模态的动力学模型基础上，给出了滑模存在条件以及自适应变结构输出反馈控制器设计的方法，并采用Lyapunov方法分析了滑动模态的存在性及稳定性。最后，将本文提出的控制方法应用于挠性航天器的姿态机动控制，并与传统的控制方法进行比较。数值仿真研究：在反作用飞轮的控制受限条件下，完成姿态机动的同时，有效地抑制挠性附件的振动；此方法具有设计简单、易于实现和鲁棒性好等特点。