众眼看宇宙

图中曲折的星云轮廓为星光闪烁的夜空带来一丝鬼魅的气氛。凹陷的眼睛,尖尖的鼻子,还有戽斗型的下巴,你是否已经看到女巫脸上露出的诡异笑容?女巫头星云位于波江座,但是它像是在对猎户座的参宿七念咒,使得参宿七发出的光把它照亮了,于是我们看到这一消瘦的女巫面容。     

无人直升机高精度位置控制

为了提高无人直升机在有限平台着陆时的位置控制精度,提出了一种高精度的位置控制策略。首先分析了无人直升机高精度位置控制的难点以及常规位置控制策略存在的不足;其次,基于非线性反馈PID的原理,并结合无人直升机着陆阶段位置控制的特殊性,确定了高精度的位置控制方案以及控制参数的设计方法。仿真结果表明,在强扰动环境下,高精度位置控制策略比常规位置控制策略具有更高的位置控制精度和更强的扰动抑制能力,对提高着陆的安全性有非常重要的意义。     

射流微振荡器的设计与实验研究

设计了一种由双稳射流元件和振荡腔组成的射流振荡器,射流元件输出口经过振荡腔接回元件的控制口构成反馈.通过实验研究了供气压力、反馈管路长度和振荡腔容积等影响振荡频率的主要参数,同时分析了振荡器的工作机理,为射流振荡器的应用提供了理论和实验依据.     

高超声速飞行器的LPV变增益状态反馈H∞控制

针对高超声速飞行器模型高度非线性、强耦合的特点,提出了一种多胞形线性变参数系统（Linear Parameter Varying, LPV）变增益状态反馈H∞控制器的设计方法。首先在感兴趣的变参数轨迹上选取若干个平衡点进行雅克比线性化并拟合得到LPV模型,将其离散化后存储于一张量中,然后利用高阶奇异值分解（Higher Order Singular Value Decomposition, HOSVD）,舍去较小和等于0的奇异值及对应的特征向量对其进行降秩重构处理,得到了有限个LTI多胞顶点系统。在对各顶点进行状态反馈控制器设计时,为降低保守性,通过引入松弛变量,将Lyapunov函数矩阵与系统矩阵解耦,从而可以在不同的点使用不同的Lyapunov函数矩阵,以此得到依赖变参数进行增益在线调节的控制器。最后的仿真结果表明了所设计的控制器能够使系统较快地跟踪指令信号,并具有一定的鲁棒性能。     

基于未知输入观测器的非线性动态系统故障估计

针对一类受扰非线性动态系统的执行器故障估计问题,提出一种未知输入观测器来实现故障估计。首先,通过坐标变换将原系统转化为合适的形式;其次,采用线性矩阵不等式与Lyapunov泛函分别设计H_∞输出反馈控制器和未知输入观测器,在此基础上实现对系统中执行器故障的渐近估计;最后,通过机械臂系统仿真分析并验证了所提方法的有效性。与已有方法相比,所提方法不要求故障可导,也不要求故障或干扰上界已知,因此易于在工程实际中实现对非线性系统执行器故障的估计。     

基于光电脉冲的取样示波器上升时间校准实验研究

介绍了基于光电脉冲的取样示波器上升时间校准方法,设计组建了实验系统,对带宽为30GHz、50GHz取样示波器的上升时间分别进行了校准,并根据该方法建立了校准装置。对实验结果进行比较分析后,显示高斯型光电脉冲适用于具有高斯响应的取样示波器上升时间的校准。     

考虑地球自转的探月返回反馈线性化跟踪制导律设计

研究考虑地球自转的探月返回跳跃式再入的纵向制导问题.通过对制导动力学进行详细分析,给出了地球自转对制导精度产生影响的原因.在此基础上,针对探月返回跳跃式再入的纵向制导问题,研究了考虑地球自转的反馈线性化跟踪制导律的设计问题.当考虑地球自转时,制导动力学十分复杂,如果直接按照非线性系统反馈线性化控制理论进行制导律设计,所需测量量较多,制导律难以实现.设计了一种简化的反馈线性化跟踪制导律,并分析了设计机理.最后进行了数学仿真,与航天飞机反馈线性化跟踪制导律进行了比较,所设计的制导律在一定不确定下制导精度更高.     

反射激波作用下两种重气柱界面不稳定性实验研究

在水平方形激波管中对两种无膜重气柱界面(分别是SF6和氩气)在反射激波作用下的不稳定性发展进行了实验研究。气柱界面采用射流技术形成,实验采用连续激光片光源照射流场,乙二醇作为示踪粒子,并用高速摄像机对流场进行拍摄,获得了入射激波以及反射激波共同作用下,两种不同气柱界面的演化过程。实验结果表明,两种气柱的Atwood数不同,界面演化速率不同,反射激波到达前后的界面形态不同。SF6气柱在入射激波作用下会产生两个比较明显的反向的涡环结构,而氩气柱界面上由于产生的涡量较少,涡环结构并不明显。在反射激波作用下,SF6气柱界面会出现明显的次级涡对,而且次级涡对的旋转方向与初始涡环结构的旋转方向相反。对于氩气柱而言,在反射激波作用下虽然也产生了与初始涡环方向相反的次级涡对,但次级涡对始终未充分发展。这是因为反射激波作用时氩气柱界面的Atwood数较小导致氩气柱界面上产生的反向涡量较少。实验结果充分表明了气体Atwood数对界面不稳定性的发展起到了较大的影响。     

卫星编队飞行相对位置自适应协同控制

针对卫星编队飞行相对位置协同控制问题,基于编队卫星相对运动非线性动力学方程和一致性理论设计了两种自适应协同控制器。首先,在卫星质量不确定和星间信息交互存在通信时延的条件下,设计了一种全状态反馈自适应协同控制器,并证明了该控制策略对空间摄动力的鲁棒性。其次,进一步考虑速度信息不可测的条件下,采用滤波器设计了一种无速度反馈的自适应协同控制器。最后,以编队构型重构为例对两种自适应协同控制器进行了仿真校验。仿真结果表明：两种自适应协同控制器均可有效应用于卫星编队飞行相对位置的协同控制,能够保证编队卫星对各自期望轨迹跟踪的同时暂态保持编队构型的稳定,具有较高的控制精度。     

应用旋转矩阵的卫星姿态输出反馈机动控制

针对卫星姿态机动控制问题,提出一种只利用向量测量信息的无角速度反馈的输出反馈控制方法。卫星姿态的指向直接通过旋转矩阵进行描述,而不是先进行参数化过程,避免了由欧拉角、修正的罗德里格参数（MRPs）与四元数等姿态描述方式产生的奇异问题与退绕问题。首先,通过向量测量信息与一组期望姿态向量,引入一个新的姿态指向误差向量,并对其性质进行分析。其次,进一步结合主导滤波器的思想,设计了无需角速度信息的卫星姿态机动控制器,并应用Lyapunov理论,对闭环系统的全局稳定性进行了严格的证明。最后,对所提出的控制算法进行了数值仿真,其结果验证了所设计的输出反馈控制算法的可行性和有效性。