航天器抓捕后复合体系统稳定的协调控制研究

针对航天器抓捕后由于系统质量特性和动量的改变而导致复合体系统失稳的问题,提出了两种基于角动量守恒的协调控制方法:关节阻尼控制和关节函数参数化协调控制。这两种方法通过对各关节和飞轮的速度进行协调规划和控制,实现对系统角动量的管理和重分配,在实现对目标进行停靠的同时,保证了基座的稳定性。两种方法各有优缺点,其中,关节函数参数化在实现系统稳定的同时还可使机械臂处于期望的臂型,以方便开展在轨维修等服务操作。所提出的方法将实际飞轮作为动量交换装置,具有很好的工程可实现性。仿真结果验证了方法的有效性。     

论朱敦儒词的自传性

从题材内容方面来看,南宋词人朱敦儒不仅拓展了题材范围,还在词中比较完整地表现了自己一生的经历和精神世界,从而使词作带有一定的“自传性”。     

机翼前缘结冰对大飞机纵向模态特性的影响

结冰导致飞机气动特性恶化,进而影响飞行品质。针对机翼前缘结冰条件下飞机全包线范围飞行品质评估问题,提出了基于自适应拟配初值的等效系统拟配方法,构建了机翼前缘结冰构型,并通过数值模拟得到背景飞机机翼前缘结冰气动数据。建立了飞机系统模型,进行升降舵倍脉冲操纵,进而得到飞机的响应数据。分析数据特征计算了自适应拟配初值,在飞机全包线范围内干净构型及不同结冰严重程度条件下进行了等效系统拟配,获得了纵向短周期飞行模态特性参数,进而得出相应的飞行品质等级。仿真结果表明：结冰会对飞机模态特性造成影响,使得飞行品质降低,严重时可能导致飞行品质发生降级。     

Effects of yaw-roll coupling ratio on lateral-directional aerodynamic characteristics

Experimental investigation of large amplitude yaw-roll coupled oscillations was conducted in a low-speed wind tunnel using an aircraft configuration model. A special test rig was designed and constructed to provide different coupled motions from low to high angles of attack.A parameter ‘‘coupling ratio" was introduced to indicate the extent of yaw-roll coupling. At each pitch angle, seven coupling ratios were designed to study the yaw-roll coupling effects on the lateraldirectional aerodynamic characteristics systematically. At high angles of attack, the damping characteristics of yawing and rolling moments drastically varied with coupling ratios. In the coupled motions with the rotation taking place about the wind axis, the lateral-directional aerodynamic moments exhibited unsteady characteristics and were different from the ‘‘quasi-steady" results of the rotary balance tests. The calculated results of the traditional aerodynamic derivative method were also compared with the experimental data. At low and very high angles of attack, the aerodynamic derivative method was applicative. However, within a wide range of angles of attack, the calculated results of aerodynamic derivative method were inconsistent with the experimental data, due to the drastic changes of damping characteristics of lateral-directional aerodynamic moments with yaw-roll coupling ratios.     

基于热电偶反串的温升效率测量不确定度分析

针对轴流压气机气动性能试验中存在的低压比温升效率评估问题,构建了常规测温方法与反串测温方法测量的温升效率不确定度数学分析模型,并采用某单级压气机真实试验数据进行了两种测温方法不确定度的对比分析。结果表明：相比常规测温方法,反串测温方法不仅消除了热电偶冷端环境温度测量引入的不确定度,还大幅降低了进口温度测量引入的不确定度,使温升效率测量不确定度减小幅度在30%以上。     

基于博弈论的自由空战指挥引导对策问题研究

博弈论是解决空战对抗问题的有效方法之一,针对目前自由空战筹划困难、指挥引导对策单一的现状,在现有空战博弈问题研究的基础上,扩展了机动动作库和控制参数,加入了雷达开机时机这一关键决策,分别从静态博弈和动态博弈角度出发,提出了构建自由空战指挥引导对策模型的思路,为下一步指挥引导对策模型的研究奠定了基础.     

非恒定增压式微尺度拉瓦尔喷管流动特性

针对微尺度喷流在航天器运动状态切换时出现的非恒定增压变化,采用直接模拟蒙特卡洛(DSMC)方法对阶跃式增压和线性式增压两种模式下的微尺度拉瓦尔喷管流场进行了模拟,并对其变化过程中的流动特性进行了对比分析。结果显示：阶跃式增压会导致流动特性出现较大幅值的峰谷式波动,而线性式增压下的流动特性则呈现出线性变化的特点;黏性力对微尺度喷流的非恒定增压变化产生了重要的黏滞作用,在喉部扩张段至出口的流场中尤为明显;在设定的条件下,阶跃式增压过程中喷流产生的总冲量较线性式增压高59.5%,质量流量高74.7%,单位工质提供的冲量低约8.6%,波动性也高于线性式模型,阶跃式增压适用于系统需要较大推力改变运动状态且推进剂充足的情况,而线性式增压在系统精确微调或需要推进剂产生更高效能时具有明显的优势。     

先进战斗机过失速机动大气数据融合估计方法

可控的过失速机动是先进战斗机超机动性能的重要标志,飞机飞行包线的扩大已超出传统的大气数据系统测量范围,可靠的迎角、侧滑角、总压、静压等飞行大气数据是制约先进战斗机过失速机动中飞行控制的关键因素。以中国推力矢量验证机为对象,基于过失速机动飞行试验的数据,开展大气参数估计与验证研究。结合过失速机动的时间与空间特性,研究了基于风速、地速、空速矢量和惯性姿态、导航参数的大气参数融合计算方法;针对过失速大迎角状态下飞机周围气流非定常、模型非线性导致的融合大气参数误差的复杂特性,进一步构建深度神经网络,对机动状态融合迎角、侧滑角的强非线性误差进行拟合。仿真和飞行试验表明：该方法可在大迎角飞行状态下实现主要大气参数的融合估计,过失速机动过程中融合迎角误差优于2.3°,融合得到的大气参数可为过失速大迎角机动飞行控制提供可靠的大气参数状态反馈。     

基于自适应Kriging代理模型的交叉熵重要抽样法

对于复杂失效域和小失效概率耦合的可靠性分析问题,本文提出了一种交叉熵重要抽样（CE-IS）方法结合自适应Kriging （AK）代理模型的求解方法（CE-IS-AK）。所提方法基于交叉熵原理,用混合高斯模型逐步逼近最优重要抽样密度函数,并采用AK模型协助逼近过程中混合高斯模型的参数的更新,从而提高了CE-IS方法的计算效率。另外,本文还改进了CE-IS方法的收敛准则,避免了方法的冗余迭代,扩大了方法的适用范围。由于在CE-IS方法中引入了AK模型,因此,本文方法所构建的重要抽样函数在保证精度的基础上提高了效率。相较于AK-MCS方法,本文方法中引入了重要抽样的思想,因此在Kriging训练点数目基本相同的情况下,大幅缩减小失效概率计算时样本池规模,并且由于利用了混合高斯模型,因而对多失效域具有较好的适用性。算例分析也证明了本文所提方法的优越性。     

碳纤维前驱体的研究进展北大核心CSCD

综述了可用于制备碳纤维的各类改性聚丙烯腈前驱体以及完全可替代型前驱体的最新研究进展,包括各种新型前驱体的制备以及碳化后的纤维结构与性能等,并介绍了其潜在应用领域,对各类前驱体发展目前面临的问题进行了总结,拟为制备高性能、低成本碳纤维前驱体进一步发展提供参考。