太阳同步回归轨道的轨道面外运动及在轨数据分析

针对近地太阳同步回归轨道的轨道面外运动,基于在轨遥测数据分析了轨道倾角和降交点地方时的运动变化规律。日月三体摄动对轨道倾角产生了长周期和短周期的运动,基于数据驱动方法进行了不同周期运动的辨识与分解,并与经典的解析解进行了比对。解析解反映的倾角半月周期运动与在轨数据基本一致,可以作为倾角半月周期运动的预报依据。基于轨道面外运动特征,分析了自主轨迹保持任务中虚拟编队构形参数与轨道面外参数的相关性。在精确回归轨道保持时充分考虑了轨道面外运动的特征,降低了自主轨道面外控制的频次。研究结果可以作为轨道面外运动轨迹优化的基础。     

星面探测机器人自主移动技术

为进一步扩大探测范围,提高探测效率,并为后续星面基地建设提供服务,星面探测机器人需从远程地面遥控方式向自主移动方式发展,为此需要解决地图构建、鲁棒定位、探测导航等问题。为推动星面探测机器人自主移动能力的发展,借鉴目前快速发展的无人驾驶技术和地面自主移动技术,归纳总结了目前国内外星面探测移动技术的研究现状和存在的问题,以及地面自主移动研究在地图构建、鲁棒定位、探测导航等方面取得的进展。在结合星面探测应用的特殊性的基础上,提出了未来在长期定位和可变形重建领域开展更深入研究的建议。     

航路序贯飞行条件下的航空器自主间隔控制

针对航路序贯飞行条件前机减速情况下两航空器的间隔保持问题,在考虑航路飞行存在的随机扰动因素的情况下,提出了基于滚动时域控制的航向角调整和真空速调整的混合间隔保持策略。对不考虑随机扰动的静态离线优化、仅使用速度调整的在线优化和混合间隔保持控制律在线优化3种间隔保持策略进行了对比,仿真的结果表明,不考虑随机扰动的静态优化在预计机动时间结束后没有回到航路中心线,仅考虑速度调整的间隔保持策略在254 s内完成了机动飞行,同时采用速度调整和航向调整的混合间隔保持策略在97 s内完成了机动飞行,机动效率提高了61.8%。结果表明了混合间隔保持策略的有效性、高效性及鲁棒性。     

飞艇载荷舱电子设备散热研究

在分析平流层飞艇载荷舱传热特性和高空环境特性的基础上,提出了采用基于开放式二氧化碳制冷和冷板相结合的平流层飞艇载荷舱电子设备冷却方案。所提出的方案能避免单纯采用冷板散热所面临的制冷量不足的问题。同时,通过建立理论计算模型并结合VC++编程软件,获得了飞艇上升过程中所需要携带的二氧化碳的量的理论值,并分析了气瓶内二氧化碳的状态变化及造成制冷量损失的因素。结果表明:通过计算所得的理论量能够满足飞艇上升过程的制冷要求,且在低储存温度、大管径、低背压的情况下制冷量损失较小。该研究结果为平流层飞艇载荷舱电子设备的冷却提供技术参考。     

带辅助安定面平流层飞艇的航向静稳定性分析

为增强平流层飞艇航向静稳定性,在不显著增加飞艇重量前提下,提出一种带辅助安定面的飞艇气动布局。建立飞艇计算模型,数值模拟飞艇在不同侧滑角、俯仰角下航向静稳定性及气动阻力特性,并与未集成辅助安定面的飞艇进行对比,最后分析辅助安定面面积对航向静稳定性的影响。结果表明：带辅助安定面的飞艇气动布局具有较好的航向静稳定性。相同条件下,随着侧滑角增大能够更快地达到航向稳定;在30°侧滑角,辅助安定面与尾翼面积比值大于0.05时,偏航力矩系数由无辅助安定时-0.8增加为正;辅助安定面面积越大,偏航恢复力矩越大,航向静稳定性越好。     

空中交通自主间隔管控技术研究

空中交通自主间隔管控是通过将地面管制系统的间隔管制任务部分或全部转移到航空器端,实现空地分布式的间隔保持与安全管控,进而达到改善空中航行的灵活性与效率的目的,是国际民航下一代空中交通管理系统发展的前沿技术方向。本文总结分析了空中交通自主间隔管控的国内外发展现状与技术挑战,重点从机载飞行态势感知、机载航迹规划与控制、空中交通自主运行管控3方面综述了技术研究进展,归纳了3方面技术的发展趋势,并指出了未来研究的思路与方向。     

卫星导航接收机自主完好性监测算法研究

针对航空导航定位高可靠性的要求和GPS接收机观测噪声分布的特点,研究将粒子滤波算法应用于接收机自主完好性监测（RUM）中.通过粒子滤波算法对状态进行精确估计,利用对数似然比建立一致性检验统计量进行故障检测与隔离.对算法进行了数学建模,描述了完整的RAIM算法详细流程.通过实测数据对提出的RAIM算法进行验证,结果表明：粒子滤波算法在非高斯测量噪声情况下可以对GPS接收机状态进行精确的估计,利用对数似然比建立的一致性检验统计量能有效地检测并隔离故障卫星,验证了该算法应用于GPS接收机自主完好性监测的可行性和有效性.     

平流层飞艇尾部形状对气动阻力的影响

为了研究平流层飞艇尾部动量边界层厚度与尾涡结构,应用LES(大涡模拟)方法计算了零攻角工况下飞艇绕流场,并对LOTTE和M-LOTTE两种飞艇进行了对比分析.采用Q分布和涡量描述回转体尾涡结构,根据Q分布可以确定M-LOTTE飞艇较LOTTE飞艇尾部分离区显著减小;并分析了回转体的轴对称曲面动量边界层厚度对飞艇气动阻力的影响,随着飞艇尾部厚度逐渐减小,动量边界层厚度逐渐增大,M-LOTTE飞艇尾部动量边界层厚度明显小于LOTTE飞艇.飞艇尾部动量边界层厚度分布说明了M-LOTTE飞艇的总阻力系数较LOTTE飞艇降低17.2%的原因,同时也表明飞艇尾部形状对飞艇气动阻力影响较大.      

非线性动态逆空中加油自主对接控制

为实现无人机空中加油自主对接控制,建立了尾流影响下的UAV六自由度模型。基于非线性动态逆,设计了空中加油自主对接控制律。在常规非线性动态逆控制律设计的基础上,改进了航迹、姿态、角速率和自动油门等回路。通过设计航迹跟踪控制律和动态逆自动油门,实现了对锥套位置的跟踪和对接;考虑协调转弯约束和爬升速率约束,在设计过程中以姿态角代替气流角,克服了气流角控制带来的幅值、速率过大的问题,使受油机的控制更加稳定。最后通过仿真,验证了动态逆自主对接控制律的有效性。     

80°／65°双三角翼滚转稳定特性预测研究

在FL-23风洞中开展了80°／65°双三角翼大迎角下的滚转特性研究．包括静态测力试验．动导数试验和自由滚转试验,通过静态测力试验及动导数试验获得了双三角翼模型在大迎角条件下的滚转力矩特性以及动导数特性,从而对双三角翼大迎角条件下的滚转运动特性进行了预测．最后通过自由摇滚试验对预测结果进行了验证。研究结果表明随着模型迎角的增加,双三角翼呈现不同的滚转运动形态,包括静态稳定、舣周期震荡、准极限环摇滚．通过静态气动力及动导数可以较准确地对模型的运动形态及对应的迎角范围进行预测。