Lyapunov矩阵方程的一种数值解法及部分并行处理

本文设计了求解Lyapunov矩阵方程的一种新方法。所考虑的矩阵方程是 AX—XB=C(1)其中A,B,C分别是m×m,n×n和m×n的已知矩阵。 该方法首先是将系数矩阵A,B初等相似约化为三对角矩阵,即存在可逆矩阵U,V,使U~(-1)AU=A,V~(-1)BV=B,其中A,B为三对角矩阵。然后设计了矩阵方程AY—YB=C的公式解法,分三步: 1)求f(λ)=det(λI—A)的λ各次幂的系数a_0,…,a_m; 2)计算sum from i=1 to m (A_(m-i)-CB~(m-i)),f(B); 3)求解Y。解方程AY—YB=C的方法称为THR算法。 最后经逆变换获得原矩阵方程(1)的解X。 求解矩阵方程(1)的方法称为R—THR算法。该方法的计算量约为m~3+4/3n~3+7m~2n+5nm~2+m~2。 本文给出了R—THR的串行计算的数值例子,并给出了THR算法的并行计算格式。最后通过几种数值方法的比较,表明该方法是可行的,也是有效的。     

飞机-拖索-拖靶动力学系统运动状态研究

本文研究了“飞机-拖索-拖靶”系统在空中的运动状态和系统各部分之间的相互影响。这一动力学系统在现代武器试验中有着重要作用。 飞机通过拖索拖拉着拖靶一同飞行,拖靶的运动反过来又通过拖索影响飞机运动,为了保持自身的正常飞行,飞机控制系统也要做相应的动作。本文在分析了拖索在空间的形状和张力分布以及拖索的飞行问题的基础上,给出了分析三者自身的运动规律以及它们之间相互影响的方法和飞机控制参数的变化。最后还通过实例进行了具体的分析计算,所得结果可供分析类似问题时参考。     

时间积分方法的研究进展与挑战

时间积分方法是动力学常微分方程的一种有效数值求解工具,广泛应用于航空航天、土木工程、机械制造等工程领域的动力学分析。介绍了近几十年来时间积分方法的研究进展。回顾了该领域的经典工作,包括级数展开法、Runge-Kutta法和Newmark方法;介绍了为解决经典时间积分方法在精度、效率、耗散和稳定性方面的不足而发展出的先进时间积分方法,主要包括参数方法、高阶无条件稳定方法、保能量方法、线性多步法、复合方法和BN稳定型方法;分析比较了已有方法的性能特点和适用范围,指出了时间积分方法发展中值得关注的若干问题。     

弱引力下小行星动量驱动机器人的可控跳跃行为

以小行星表面着陆探测为背景,提出一种动量驱动机器人(MoRo)以满足弱引力复杂环境下的探测需求.该机器人利用弱引力环境下的摩擦和碰撞特性,通过主动辨识环境参数,规划和控制动量轮以产生期望的驱动力矩,完成可控性跳跃及腾空后的稳定拍照等任务.首先,基于MoRo的动量轮刹车机构特性,分析了MoRo在弱引力环境下的跳跃机理并对...     

行星着陆探测中的动力学与控制研究进展

着陆探测是获取行星特性和科学数据最直接、最有效的途径,也是目前技术难度最大、最为复杂的探测方式。在行星着陆探测过程中,动力学与控制是影响任务成败的关键因素之一。文章首先分析了行星着陆探测动力学与控制研究所面临的挑战与难题;然后,针对火星和小行星的着陆探测,重点分析了火星着陆进入段和下降段所涉及的动力学与控制,小行星附着探测动力学建模与制导控制的研究现状与关键问题;最后,提出了我国在行星着陆探测动力学与控制领域的未来重点发展方向。     

探月返回器降落伞减速系统设计及试验验证

针对探月返回器降落伞减速系统的任务特点,通过对返回器-降落伞系统的动力学特性分析,提出了一种开伞载荷非均衡的两级降落伞减速系统设计方案,实现了返回器开伞载荷、器伞系统稳定性等多因素的匹配性设计,通过仿真试验和空投试验验证了方案设计的合理性,最终通过月地高速再入返回任务飞行试验验证了降落伞减速系统性能的有效性。结果表明:降落伞减速系统工作性能稳定可靠,能够确保返回器的安全回收,可以保证后续月球采样返回任务的成功实施。     

失效航天器姿态接管的SDRE微分博弈控制

针对燃料耗尽的失效航天器姿态接管控制问题,提出多颗微卫星协同实现姿态稳定的状态相关黎卡提方程(SDRE)微分博弈控制方法。首先,将姿态接管问题转化为多颗微卫星的微分博弈问题,基于组合航天器的姿态模型和微卫星的性能指标函数建立多颗微卫星的非线性微分博弈模型,微卫星通过独立优化各自的性能指标函数得到控制策略。其次,引入状态相关系数矩阵,将非线性博弈转化为状态相关线性二次型博弈,采用SDRE方法更方便地逼近微卫星的博弈均衡策略。最终通过李雅普诺夫迭代法求解耦合状态相关黎卡提方程组得到微卫星的状态反馈控制器,实现微卫星的自主决策。数值仿真验证了多颗微卫星采用微分博弈控制方法实现姿态接管的有效性和容错性。     

基于离子风电推进系统的平流层飞艇飞行轨迹分析

针对传统螺旋桨受大气密度等环境变化影响,推力和效率显著下降的特点,提出将新型离子风电推进系统应用于平流层飞艇,建立动力学模型和相应推力模型,通过Simulink模块开展轨迹跟踪与定点控制仿真,并对15 km到30 km高度上螺旋桨和离子风作为平流层飞艇主动力的飞行轨迹进行对比分析。结果表明,40 kW功率下,在20 km以上高度,离子风动力飞艇的飞行曲线偏移量与瞬态响应时间远小于螺旋桨动力飞艇。通过优化离子风推进器的结构,选取最佳电压和电极间隙,有可能实现离子风作为飞艇的主动力。     

中国第二届爆轰与爆震发动机研讨会成功召开

2011年5月14-15日,受中国宇航学会、中国航空学会、中国力学学会、中国空气动力学会的委托,高超声速冲压发动机技术重点实验室、湍流与复杂系统国家重点实验室联合承办的中国第二届爆轰与爆震发动机研讨会在北京召开。分别来自中国航天科工集团三十一研究所、北京大学、中科院力学研究所等14家国内院     

运载火箭的空气动力学特征

这篇论文论述了对于运载火箭结构的计算和实验研究法。在计算研究中,运用PAPAs-3D代码在区域从0．6至0．8之间的不同马赫数进行不同攻角条件下的计算。由于选定马赫数和攻角控制界面不同的情况,计算法还具有其评估特征。该流场及整体的空气动力特征还对不同流量条件进行了计算和分析。班加罗尔NAL还对缩小的风洞模型进行了设计,制造和测试。实验法对于非控制面和超高因素马赫数进行了选择。该增量力和力矩系数由于控制偏转而其独立的迎角范围为-2°至＋2°。