基于变导叶调节的涡扇发动机加速过程优化控制

提出了一种利用变导叶调节,基于可行序列二次规划算法的涡扇发动机加速过程优化控制方法,研究发现,通过在发动机加速过程中对压缩部件导叶角度的适应性调节,可以优化压气机和风扇在过渡态的空气流量,使得燃油在满足各方面约束条件下以最大可能的速度增加,从而提升了发动机加速性能.最后,与常规两变量加速过程优化方法进行了对比研究:在相同目标函数和约束条件下,分别进行了两控制量(主燃油和尾喷管喉道面积)、增加风扇导叶调节或压气机变导叶的三控制量的加速优化控制仿真,结果表明,所提出的方法在优化过程中可以使得燃油最大可能速率高于常规方法,且发现压气机导叶角在优化过程的作用优于风扇导叶角,优化后的工作点加速路径紧贴喘振裕度限制边界,且各个约束严格在可行域范围内,3种方案的加速时间分别为5.5,4.9s和4.5s.     

基于新型音轮的涡桨发动机桨距-相角-转速一体化测量研究

为了有效解决多传感器安装的困难和音轮转子不平衡问题,研究了一种基于新型音轮的涡桨发动机桨距-相角-转速一体化测量方法,提出带有多个常规齿和一组对称标志斜齿的新型音轮结构,经过信号处理模块把传感器波形调理成方波,分析方波边沿时刻就能获取螺旋桨的桨距、相角和转速。通过COMSOL数值仿真研究了不同音轮结构对电压波形及测量精度的影响,设计了涡桨发动机桨距-相角-转速一体化测量试验台。试验结果表明,在非极端齿位差角范围内,桨距和相角的误差曲线呈现很好的线性特性,经过线性补偿修正后,桨距、相角和转速测量精度可以分别控制在±0.7%,±0.05%和±0.027%,可以满足涡桨发动机控制精度需求。     

空间飞行器大角度机动控制律设计

研究了空间飞行器大角度机动控制问题。为避免欧拉角描述姿态运动存在奇异性的问题，由姿态四元数建立姿态运动方程。针对飞行器姿态运动模型的非线性和不确定性，利用模糊逻辑系统对不确定性函数进行逼近，将获得的模糊函数作为系统不确定性界函数。对模糊逼近所带来的误差以及外部干扰项，采用变结构补偿控制方法，并在线自适应调整参数。理论分析和仿真研究表明此方法具有姿态控制精度高，实时计算量小，便于工程实现等优点。     

空空导弹大角度姿态推力矢量控制研究

为研究具有大离轴角及越肩发射能力的先进空空导弹敏捷转弯方法，研究了空空导弹的大角度姿态机动控制律。利用时间尺度分离的方法将导弹的姿态动力学和运动学系统分别看做快子系统和慢子系统。用李亚普诺夫方法设计了慢子系统控制律。利用动态逆方法设计了快子系统控制律。分析了控制系统的鲁棒性和稳态精度。仿真结果证明了所提控制方法能够大大减小空空导弹大角度姿态机动时各种力矩干扰的影响。最后给出了采用姿态控制实现的越肩发射的仿真结果。     

CBERS-1卫星IRMSS扫描角监控器研制

扫描角监控器是CBERS_1卫星红外多光谱扫描仪(IRMSS)中的重要部件。文章主要介绍了扫描角监控器的工作原理、主要技术指标以及研制过程中的技术状态、技术难点、关键技术和质量保证。最后对国内外相关的技术项目及经济社会效益情况做了简要对比和分析     

基于单神经元自适应PID控制的航天器大角度姿态机动

针对航天器大角度姿态机动，提出了一种新的单神经元自适应比例积分差(PID)控制器设计方法。基于误差二次型最优理论推导出相应的单神经元输入权值参数调整算法，并用Lyapunov稳定性理论分析了控制系统的稳定性。所设计的控制器结构简单、计算量小、鲁棒性好，能更好地适应航天器模型的不确定性，易于在轨实现。数学仿真结果验证控制器有效。     

非轴对称斜切喷管内流场数值模拟

应用有限体积法建立了三维守恒型N-S方程组的数值求解器,对某非轴对称斜切喷管内流场开展了数值模拟计算,研究了斜切角度变化时引起的发动机推力及推力线偏转角变化。研究结果表明,在相同总压、总温条件下,喷管质量流量及发动机推力随斜切角增大而呈线性趋势减小,推力线偏转角在斜切角为0°时最大。     

月球探测技术--奔月变轨过程自旋稳定指向控制

根据月球探测器奔月变轨过程中自旋稳定各阶段的特点,提出了分阶段进行主动章动、进动控制的策略和方法。对影响自旋稳定指向精度的因素和控制方法进行了研究。数学仿真结果表明:起旋推力器推力偏差是引起章动的主要因素;质量不平衡和能量耗散引起的章动很小,初步设计时可略去不计。采用限制横向角速率以限制最大章动角的控制策略可快速消除章动,便于工程实现。     

月球探测中通信跟踪(C&T)技术遇到的新问题

以技术成熟的GEO以下近地轨道的C&T技术为参照点,提出月球探测遇到的新问题———长时间、远距离地月转移轨道测量、环月轨道段测量和月面登陆段测量中的新问题,给出解决这些问题的合理方法。     

克服旋转导弹螺旋运动的方法研究

本文结合旋转导弹自身的特点，提出了一种通过主动控制弹体内部活动质量块的运动来克服旋转弹螺旋运动的方法，这将有助于提高旋转导弹的合中精度。文中针对大气层外飞行的旋转导弹进行仿真研究，计算结果证实了该方法的有效性和可行性。