突加不平衡下GTF发动机转子系统瞬态响应分析

针对GTF发动机低压转子系统突加不平衡瞬态响应问题,基于有限元法建立了考虑啮合单元、行星架单元、膜盘联轴器单元的多体接触、多转子耦合动力学模型,介绍了考虑非线性因素下突加不平衡瞬态响应计算方法,求解了低压转子系统的突加不平衡瞬态响应,并分析了关键部件刚度对突加不平衡的影响规律。结果表明：当风扇转子发生突加不平衡时,各部件均表现为振动幅值突增,后迅速趋于稳定,低压涡轮转子发生明显拍振,突加不平衡载荷主要由行星架结构和第1.5支点刚性支承承担;行星架刚度主要影响风扇转子突加不平衡响应、第1.5支点和行星架处的外传力;膜盘联轴器刚度主要影响增压级突加不平衡响应、转子在突加不平衡之后稳定运转情况。     

基于自适应支配和参考向量的高维多目标优化算法

现有的改进支配方法提高了解集逼近Pareto前沿的能力,但平衡种群收敛性和多样性的能力仍然不足。针对此问题,提出了一种基于自适应支配和参考向量的高维多目标优化算法(An adaptive dominance and reference vector based evolutionary algorithm for many-objective optimization,ADRVEA)。首先提出自适应支配(Adaptive dominance,AD)来设计小生境机制;然后通过参考向量划分目标空间来提高种群多样性;最后构建适应度表达式来实现精英选择。实验证明所提出的ADRVEA不仅性能良好,而且有效平衡了种群的收敛性和多样性。     

机翼扭转和副翼偏转横滚操纵比较研究

机翼扭转和经典副翼后缘偏转都是未来可能的智能机翼横滚操纵方案。采用Fluent仿真软件对扭转式机翼与经典副翼构型机翼进行了对比研究,主要分析两者在升阻性能、横滚操纵力矩、压力分布等方面的差异和特征规律,得到了扭转变形机翼相对副翼舵面的横滚操纵当量作用和气动优势。所设计的机翼方案由于扭转式机翼横滚操纵的机翼变形连续性以及所需扭转角度较小,易于保持流场的附着和稳定,所以达到相同横滚力矩系数,扭转式机翼所需扭转角度为副翼偏转角度的30%～50%左右,并且升阻比显著优于副翼式机翼,而且随着操纵角度增大优势更加明显,在大舵角操纵时扭转式机翼升阻比超过副翼式机翼约一倍。     

面向空间太阳能电站应用的超大规模天线阵列模块尺寸与姿态偏差效应分析

空间太阳能电站微波能量传输需要具备超大规模的相控阵列波束形成和超高精度的波束指向控制能力。采用大尺寸的基本相控电单元能够缩减天线阵列规模和微波发射通道数目,从而显著降低微波能量发射系统的构造和组装成本。然而,相控单元的尺寸越大,对天线模块的结构刚性和姿态控制精度要求越高。基于天线阵列的结构化构型设计,提出超大规模回复反射阵列的结构模块和相控电单元的尺寸分析模型,推导得到结构模块姿态偏差、电单元尺寸要求和能量传输效率的近似关系及其解析表达式,可供作为空间太阳能电站微波传能天线阵列及其波束控制方案设计的参考依据。     

虚拟测试技术在卫星研制中的应用

针对卫星研制过程中技术难度跨越大和“阶段交叠,多线并行”等问题,提出一种虚拟测试技术.该技术以虚拟测试平台为依托,将星上软件嵌入虚拟目标机中,并将其与动力学仿真软件、部件仿真软件和自动化测试软件共同运行于一台PC机上,实现了软件运行的真实底层环境、软件各项功能、对外接口的模拟.虚拟测试具备“全软件工作”和“半实物工作”等多个模式,既能采用全虚拟部件运行,也支持接入真实部件,可应用于卫星各个研制阶段.和传统纯硬件测试相比,虚拟测试大大提前了测试时机,丰富了测试手段,同时缩短了测试周期,提高了卫星研制效率,节约了研制成本,具有较强的工程推广价值.     

吸气式电推进系统可行条件分析

吸气式电推进系统作为有可能实现长寿命超低轨飞行的技术而被关注。根据不同轨道环境条件,采用管状结构进气道、以及机械增压的吸气方式,讨论了吸气式电推进系统所需的可行条件。分析表明,在轨高度180~240km,航天器所需总功耗与迎风面之比需要大于2kW/m2,电推力器比冲需大于4×104m/s,方可满足推阻平衡需求。分析得出,实现吸气式系统在地球轨道的运用,关键技术在于增加气体收集效率并且降低收集功耗,同时电推力器的效率还需进一步提升。     

自适应航天器态势分析系统

利用深度学习中的卷积神经网络理论,基于单目视觉系统和带有标识物的航天器影像,实现对航天器的三维姿态角、距拍摄点距离和相对拍摄中心偏移量的精准测量。利用机器学习理论实现网络自主学习样本特征,这一方式将大幅降低动态测量的误差。同时,这种测量方式也避免了人工提取特征的复杂过程,实现任意、精准、快速测量,对航天器在组装及发射过程中的姿态估计、距离测算起到关键性作用。     

航天器姿态大角度机动有限时间控制

针对航天器姿态大角度机动控制问题,在存在外部扰动的情况下,基于航天器姿态跟踪系统的标准级联特性,利用反步法和自适应控制设计有限时间控制器。提出的控制方法可以严格保证姿态大角度机动系统是全局有限时间稳定的。李雅普诺夫理论推导和仿真结果表明,系统在控制器的作用下可以快速机动到平衡点并保持稳定,全物理仿真试验进一步表明了所提出的控制方法的有效性和优越性。     

高分七号卫星控制分系统设计及在轨验证

针对高分七号(GF-7)卫星控制分系统高精度姿态确定、姿态控制和快速机动的需求,文章采用星敏感器相对基准标定,将甚高精度星敏感器与前后视相机进行一体化安装的布局方式,并采用了数传天线轨迹平滑和干扰力矩补偿算法控制天线,采用高刚度高稳定度太阳翼驱动机构(SADA)控制太阳翼,从而实现了卫星的高精度姿态确定和高稳定度姿态控制。经在轨验证,结果表明:姿态稳定度小于0.000 06(°)/s,优于姿态控制分系统的指标要求,可为遥感卫星姿态控制分系统设计提供参考。