基于循环应变特征的疲劳-蠕变寿命预测方法

为研究非对称加载下疲劳-蠕变交互作用对粉末高温合金涡轮盘寿命的影响,开展了550 ℃时不同应力水平及保载时间下FGH96粉末高温合金的低周疲劳-蠕变试验,得到了材料的循环应变响应及疲劳-蠕变寿命随保载时间的变化规律。在此基础上,结合材料的循环软化特征,以循环应变范围作为损伤控制参量,将其与保载时间和动态循环次数相关联,提出了一种基于循环应变特征的疲劳-蠕变寿命预测方法。该模型综合考虑了载荷历程和保载时间对材料疲劳-蠕变损伤的影响,能够实现不同应力水平、不同保载时间下FGH96粉末高温合金疲劳-蠕变寿命预测以及消耗寿命的动态跟踪。通过与工程上常用的几种模型进行对比,发现新模型具有较高的预测精度,且预测结果分散性较小,寿命预测结果基本位于±2.5倍寿命分散带之内,预测标准差小于0.4。     

北斗卫星导航系统实时定轨与钟差处理策略

目前鲜有对北斗卫星导航系统（BeiDouNavigationSatelliteSystem,BDS）实时精密定轨与钟差确定的研究,文章提出了BDS实时轨道与实时钟差处理策略,包括了观测与动力学模型、实时轨道与实时钟差处理流程与评估方法。尤其对于实时钟差,为了提高计算效率,联合使用两个独立并行的线程估计非差绝对钟差和历元间相对钟差。利用多模全球卫星导航系统试验(MGEX)与全球连续检测评估系统（iGMAS）实测数据进行了北斗实时轨道与钟差解算,BDS实时轨道径向平均精度对于GEO卫星优于20cm,对于IGSO与MEO一般优于10cm;钟差精度对于GEO卫星为0.5~4.5ns,对于IGSO／MEO为0.2~2.0ns。基于目前的轨道与钟差结果,实时精密单点定位（PrecisePointPositioning,PPP）结果可以达到分米量级。     

微纳卫星共面伴飞相对运动椭圆短半轴最省燃料控制

针对伴随微纳卫星资源受限、轨控需要尽可能节省燃料的现实问题,基于希尔（Hill）方程,研究推导了共面编队伴飞卫星的轨控时机和轨控方向对相对运动椭圆短半轴控制效率的影响。理论推导和仿真均表明：当控制量大小｜ΔV｜与相对运动椭圆短半轴b满足｜ΔV｜≤nb/2关系时（n为参考星平均轨道角速度）,在相对运动椭圆上下点进行横向或反横向控制,最大效率地将相对运动椭圆短半轴改变了｜Δb｜=2｜ΔV｜/n。其中,在上点反横向或下点横向进行控制,可以最大效率地增大椭圆短半轴;在上点横向或下点反横向进行控制,可以最大效率地减小椭圆短半轴。     

火星任务中星上原时τ与TCG的相对论变换

爱因斯坦的广义相对论已成为当今深空探测任务中一部分,为此将在研究环火星探测器星载钟原时τ与地球质心坐标时(TCG)的变换中应用相对论变换关系,将τ与地球相关联的局部时间尺度联系起来,从而扩展了之前关于τ与太阳系质心坐标时(TCB)相对论变换的工作(TCB是应用于整个太阳系的全局坐标时)。研究发现τ和TCG的差在经历一年的时间后可达到0.2s量级。为了区分相对论变换中各种效应的贡献,用数值方法计算了太阳、八大行星、三个大质量小行星以及探测器的贡献。发现在精确到1μs量级下,相对论变换必须包括太阳、金星、月球、火星、木星、土星的引力影响以及探测器和地球的速度影响。     

同轴喷嘴自发激励高频燃烧不稳定性试验研究

为增进对液氧煤油火箭发动机同轴离心喷嘴燃烧不稳定性过程的理解,在大气环境下进行了同轴离心喷嘴的自发激励燃烧不稳定性试验。试验采用单喷嘴敞口模拟燃烧室,高温的氧气和空气混合物从同轴喷嘴的直流喷嘴喷注,高温的煤油蒸气从同轴喷嘴的离心喷嘴喷注。通过逐步改变氧化剂流量使模拟燃烧室内产生自发激励高频燃烧不稳定性,使用脉动压力传感器和黑白高速相机记录稳定和不稳定燃烧工况下的脉动压力和火焰。研究发现：气气同轴离心喷嘴的自发激励高频燃烧不稳定过程呈现“滞后”现象;不稳定工况下的火焰均为脱口火焰,火焰特征长度约等于喷嘴出口到脱口火焰团上沿的距离;气气同轴离心喷嘴燃烧不稳定性的发生原因可以被认为是因混合特征时间与声学特征时间相关。     

航天器新型非奇异饱和终端滑模姿态控制

针对刚体航天器姿态机动过程中存在的控制饱和与外部干扰问题,提出一类基于新型非奇异饱和终端滑模面的有限时间控制器设计方法。该控制方案不仅保证姿态机动过程的快速性,而且避免了传统的终端滑模面所带来的奇异性问题。此外,本文建议的控制器不仅显式考虑执行器输出力矩的饱和幅值要求,使航天器在饱和幅值的约束下完成姿态控制任务,而且控制器的设计对外部干扰的上界没有任何要求,也无需作任何小角度的假设。进一步的稳定性分析表明,通过引入新型非奇异饱和终端滑模,该控制器使得闭环系统能够快速收敛到滑模面的微小邻域内,继而收敛到平衡点的微小邻域内,并且系统对外部干扰具有较强的鲁棒性。数值仿真校验了该控制器在姿态机动过程中的性能。     

针对失控翻滚目标航天器的交会对接控制

研究了一个受控的追踪航天器和一个失控慢速翻滚的目标航天器的末段交会对接控制问题。通过引入基于特征模型的控制方法,设计了相对位置跟踪控制器以及姿态同步控制器,克服了针对目标航天器测量中存在的较大不确定时延,航天器动力学参数的不确定性,以及追踪航天器存在的较大帆板挠性,实现了针对失控自旋目标的末段精确交会对接控制。最后,通过搭建仿真系统进行动力学仿真,进一步验证了本文控制策略的有效性。     

Splitting Based Scheme for Three-dimensional MHD with Dual Time Stepping

A new hybrid numerical scheme of combining an E-CUSP (Energy-Convective Upwind and Split Pressure) method for the fluid part and the Constrained Transport (CT) for the magnetic induction part is proposed. In order to avoid the occurrence of negative pressure in the reconstructed profiles and its updated value, a positivity preserving method is provided. Furthermore, the MHD equations are solved at each physical time step by advancing in pseudo time. The use of dual time stepping is beneficial in the computation since the use of dual time stepping allows the physical time step not to be limited by the corresponding values in the smallest cell and to be selected based on the numerical accuracy criterion. This newly established hybrid scheme combined with positivity preserving method and dual time technique has demonstrated the accurateness and robustness through numerical experiments of benchmark problems such as the 2D Orszag-Tang vortex problem and the 3D shock-cloud interaction problem.      

基于分支定界的离场航空器动态排序

离场航空器优化排序是加速终端空域内航班流动 、提高航班正点率、缓解管制工作负荷的有效手段。采用滚动时域控制(Receding horizoncontrol,RHC)策略构建离场航空器 实时动态排序框架,并基于分支定界法获取时间窗内优化的目标起飞时间。在此基础上,利 用修正的离场滑行时间确定允许开车时间,从而为管制员提供决策支持。以上海浦东机场离 场运行为例进行仿真验证,结果表明文中提出的方法不仅有效地实现了管制决策支持（为管制 员提供目标起飞时间与允许开车时间）,也能够提升跑道离场容量,降低离场延误水平。     

Transition characteristics for a small tail-sitter unmanned aerial vehicle

Research on the transition phase of tail-sitter Unmanned Aerial Vehicles (UAVs) is crucial for trajectory planning and performance analysis. This study focuses on the analysis of the transition characteristics and path of a small dual-rotor tail-sitter UAV, including static and dynamic computations. The system input time delay and actuator dynamics are specifically considered during the dynamic analysis, and these actual physical properties ensure that the computation results are reliable and reasonable. The UAV steady-state limit is obtained through static analysis, which is also adopted to verify the correctness of the dynamic results. In regard to the dynamic analysis, several typical transition approaches are computed based on different initial states and optimization objective functions, and the different computations are applicable under specific task conditions. The off-line dynamic results of the transition path and actuator output sequence could also be adopted as reference values for the transition process during real flight. A comparison of the static and dynamic results illustrates the necessity of combining these two methods for UAV transition characteristic analysis. Furthermore, the UAV conceptual parameters related to the transition path are also studied, and the obtained quantitative characteristics provide feedback for the UAV conceptual design.