考虑控制系统故障的重复使用运载器轨迹优化

传统的重复使用运载器的制导系统与控制系统的设计是分开进行的。当运载器出现故障时,需要进行轨迹和控制的重构,故障下气动特性和配平能力的变化使得重构后的制导系统与控制系统难以良好匹配。考虑到控制系统对轨迹设计和优化的影响,通过将三自由度轨迹优化与多舵面控制分配结合,提出一种考虑控制舵面气动力和故障的重复使用运载器轨迹优化方法。仿真结果表明,多舵面控制分配算法可以将运载器故障下的配平能力转化为轨迹优化的约束条件,从而避免了传统三自由度轨迹优化方法结果无法被控制系统跟踪的可能性,并为制导与控制一体化设计提供参考依据。     

航空发动机气路部件故障融合诊断方法研究

针对发动机气路部件故障,提出了一种基于模型和基于数据驱动的融合诊断方法。采用极端学习机(ELM)实现基于数据驱动的故障诊断。针对ELM随机选择输入层权值和隐含层偏置带来的缺点,采用改进微分进化(IDE)算法以训练样本的均方根误差(RMSE)和输出层权值的范数为评价标准对其进行优化,减少了ELM的隐含层节点数,提高了网络的泛化能力。同时,由于传感器数目的不足,采用基于奇异值分解(SVD)的Kalman(SVD-Kalman)滤波器实现基于模型的部件故障诊断。为了提高航空发动机部件故障诊断的精度,利用改进的迭代约简最小二乘支持向量回归机(IRR-LSSVR)算法对两种算法的估计结果在特征层进行定量融合。仿真结果表明,在发动机稳态状态下,与单独使用基于模型和数据驱动的诊断方法相比,采用特征层融合有效地提高了部件故障诊断的精度和准确率。     

采用压电叠层作动器的弹性梁振动主动控制实验研究

结构响应主动控制系统中常用的惯性作动器由于附加质量大、工作频带窄和响应速度慢等缺点,降低了控制系统的性能。压电作动器具有质量轻、工作频带宽和响应速度快等优点,作为高效执行元件能有效地提高控制系统的性能。本文采用压电叠层作动器驱动自由-自由弹性梁模型,以观测点的加速度响应为控制目标,采用频域谐波稳态控制策略进行了自由梁结构谐波振动响应主动控制实验研究。实验结果表明,本文建立的采用压电叠层作动器的结构响应主动控制系统能有效地控制弹性梁结构的振动水平,并具有快速跟踪外激励变化的自适应控制能力。     

发动机性能退化恢复技术研究

针对发动机使用过程中的性能退化问题,设计了发动机性能退化恢复控制系统。通过内部小循环控制转速,外部大循环控制推力,实现了发动机性能的控制。以卡尔曼滤波器的输出作为输入,结合聚类以及支持向量回归模型,设计了推力估计器。以发动机为对象,对性能退化恢复控制系统进行仿真验证。对于性能参数缓慢衰退的情况,推力不退化;对于性能参数突变的情况,推力最多在3.5s后得到恢复。仿真结果表明该恢复控制技术是有效和可行的。     

电罗经航向的H ∞跟踪估计方法研究

为提高在风、流、摇摆等众多外界干扰下电罗经航向输出的精确度,提出 了基于H∞的航向跟踪估计方法。简要介绍了H∞估计理论,基于H∞估计理论对最速跟踪 微分器进行一步改进设计,构造误差反馈矩阵,实现最速跟踪微分器的在线反馈控制, 获得较为理想的效果,为减小电罗经航向误差及提高航行安全提供一种行之有效的方法。     

GEO卫星地敏自主干扰保护失效实时处置方法

地球同步轨道卫星在每年春分、秋分前后25d左右一般会出现地敏探头太阳干扰,可以采用星上自主方式进行地敏干扰保护,以防御此种干扰的影响。星上自主干扰保护失效时,需要通过地面发送卫星遥控指令处置。由于当前GEO(Geostationary Earth Orbit,地球同步轨道)卫星地球敏感器自主干扰保护失效的实时处置占用遥控平台时间过长,会严重影响卫星有效载荷应用。所以,针对此问题,在地敏确定卫星姿态原理的基础上,分析了地敏自主干扰保护失效的机理,提出了基于软件进程的地敏太阳干扰保护流程和操作计划,设计了基于遥控指令序列的卫星实时判断脚本。经验证,此方法可将遥控平台占用时间从4h缩短至30min以内,为卫星有效载荷应用留出了时间窗口。     

基于微分进化算法的航空发动机模型修正

为了提高航空发动机性能仿真模型精度,采用微分进化算法对发动机部件特性进行修正.对微分进化算法进行改进,提出折线式交叉变量变化方式,提高了算法的寻优能力.提出变步长牛顿-拉夫逊迭代算法,基于平衡方程残差范数变化趋势,改变牛顿-拉夫逊算法迭代计算步长,提高了模型的收敛性和收敛速度.在设计点,对各部件特性、引气系数、总压恢复系数进行修正,使修正后的模型输出与试验数据相匹配.仿真结果表明:改进后的牛顿-拉夫逊迭代算法收敛性更强、计算速度更快,修正后的各输出参数的最大建模误差减小到1.3762％,满足建模误差需求.     

旋转盘腔去旋系统数值模拟

对带有管式减涡器的盘腔内流动特性进行数值模拟,研究了减涡管的长度、管径和引气鼓筒孔的外形及尺寸,对盘腔内压力损失、流动结构的影响。计算结果表明:管式减涡器对于降低引气气流的压力损失有显著作用,存在最佳的减涡管长度使得引气的压力损失最小;减涡管管径、鼓筒孔面积增大都会减少流动损失;在鼓筒孔面积一定的情况下,长圆形鼓筒孔的性能比圆形鼓筒孔的更优。     

重复使用贮箱结构选材及评价标准研究进展

可重复使用低温贮箱是发展重复使用运载器的关键领域之一.本文从国外重复使用贮箱结构材料选用及评价标准、国外贮箱结构设计取值方法及材料体系、贮箱结构材料试验体系三方面综述了重复使用贮箱结构材料选用及评价标准研究进展.系统介绍了泡沫材料、先进铝锂合金材料以及复合材料等在重复使用低温贮箱上的应用情况以及评定上述材料的试验方法.     

铝锂合金贮箱焊接技术研究现状

铝锂合金是制造航天运载器贮箱的理想材料,其连接技术也是航天领域所关注的问题.本文综述了典型新一代铝锂合金材料2195及1460铝锂合金的主要焊接方法及其发展现状.与传统钨极氩弧焊、真空电子束焊、变极性等离子弧焊等熔化焊方法相比,新型固相连接技术搅拌摩擦焊由于能够获得更为优质的接头性能,有望在铝锂合金贮箱结构的连接上获得广泛应用.