星座碰撞规避的迭代学习构型保持方法CSCD

针对低轨卫星星座运行中地球引力摄动的周期特性,基于迭代学习控制(ILC)方法,提出了星座碰撞规避的迭代学习构型保持方法。该方法由反馈控制和ILC两部分构成,分别抑制卫星运行过程中的非周期摄动和周期摄动对构型保持精度的影响,进而在地球非球形引力摄动未知条件下,通过相对构型的精确保持实现对星座卫星碰撞的有效规避。仿真结果表明,在地球J摄动影响下,与传统反馈控制相比,ILC方法以更小的控制输入实现了轨道保持精度的显著提升,进而在星座卫星轨道高度相近的情形下显著降低了碰撞风险,且控制器可在保证收敛性能的前提下,实现启动时间的灵活选择。     

飞行器合理传递参数的解法

本文基于矢量矩阵分析法,建立了含气动、结构和飞行参数及其偏量的数学模型,它可用来分析飞行器的合理传递参数。按此方法不仅可以同时调整若干设计参数,而且还可简化计算机辅助设计的程序。为选择合理传递参数,列出了设计参数的调整准则。 取用动态因子和转换因子,使所得方法对于正常式、鸭式、旋转弹翼式和弹道式导弹都是适用的。     

方兴未艾的航天母舰

今年的４月是值得纪念的一个月，这不仅是因为４月１２日是世界航天第一人加加林登天４０周年和世界第一架航天飞机哥伦比亚号发射２０周年，而且４月１９日还是世界第一座空间站礼炮１号升空３０周年。这三大事件都具有里程碑的意义。空间站的问世，标志着人类大规模开发太空资源进入一个崭新的阶段。这种可供多名宇航员巡访、长期居住和工作的空间大厦能由运输器为在其上面长期生活的人员提供生活用品等。     

弹性自驱动卷筒式伸杆机构展开刚度分析及校验

针对弹性自驱动卷筒式伸杆机构(STACER) 的展开刚度问题，分析了卷筒式伸杆机构的工作原理，基于等效连续体模型推导了卷筒式伸杆机构弹性卷筒的构型参数与刚度的关系式，分析了弹性卷筒末端螺旋角、末端半径、带厚、带宽对展开刚度的影响。分析结果表明：(1)末端半径的增大能同时提高弹性卷筒的一阶频率和比刚度，而带宽的增大将导致弹性卷筒的一阶频率和比刚度均降低;(2)弹性卷筒的一阶频率随带厚的增加近似线性增大，但比刚度随带厚的增大而近似按双曲线规律下;(3)弹性卷筒末端螺旋角在62°~75°时，弹性卷筒的比刚度可获得最优值。卷筒式伸杆机构的刚度测试结果与理论分析结果基本一致，校验了理论分析方法的有效性。     

基于星间链路的星座相对构型保持方法

从巨型星座在自然摄动下轨道运动的力学特性出发，分析了星座构型保持的任务特点。针对轨道面内由大气阻力和面质比差异导致的轨道面内长期相对运动，构造了星座相对构型保持的二阶一致性控制方法。针对星座多个体系统不同的星间链路连接情况和闭环网络特征，提出了不同几何拓扑结构及其相应的图论构造方法。相较于经典的绝对位置保持方法，相对构型保持只需补偿面质比差异造成的构型漂移变化，因此能够以更小的控制代价实现星座的构型保持。以星型链路的拓扑结构为例，进行了星座相对构型保持的仿真分析，离散一致性控制能够实现星座构型长期稳定。     

玻璃钢空间碎片防护构型性能的实验研究与仿真分析

在不增加空间碎片防护构型体积、质量的约束条件下提升防护构型的性能,一直是空间碎片防护领域的一项重要工作。文章设计了玻璃钢填充层结构与玻璃钢铝板贴合后壁结构2种防护构型,通过开展弹道靶超高速碰撞实验和数值仿真分析,探究这2种玻璃钢防护构型与等面密度Whipple构型的防护性能差异。实验中采用铝弹丸直径为4.0 mm,碰撞速度范围为4.64～4.80 km/s,同时使用Autodyn软件开展数值仿真进行补充论证。结果表明:玻璃钢铝板贴合后壁构型相对于传统的Whipple屏防护性能更好,玻璃钢填充层构型比玻璃钢铝板贴合后壁构型的防护性能更优;同时仿真分析显示,冲击波在后壁内反复振荡的构型可能具有更好的防护效果。     

空客A330飞机CBMU数据库客户化及其工程管理的实现

CBMU是A330飞机电源系统中一个关键组件，负责监控电子、机械多个章节系统的跳开关状态。对于CBMU数据库软件构型的管理，通常是根据具体的硬件改装工作，由相关专业系统工程师自行控制。该方式容易导致CBMU数据库软件构型变更管理失控，严重时会影响到飞行安全。本文旨在分析梳理传统管理模式的基础上，结合实际经验，探讨构建一种新的管理模式，以达到有效管理CBMU数据库软件构型的目的。     

基于构型管理的飞机技术出版物数据结构研究

在飞机复杂产品的整体结构基础上,依据S1000D规范,采用模块化技术,建立技术出版物的三层数据结构,保证数据的重用性和一致性,便于技术出版物的构型控制管理。     

无垂尾推力矢量飞机的自适应控制仿真研究

研究了采用自适应控制系统的无垂尾构型推力矢量飞机的飞行控制性能.论述了在有参数未知的情况,使用状态变量反馈可线性化的非线性系统的输出轨迹的控制问题,推导出了自适应控制律的设计方法.最后,针对算例飞机给出了仿真计算的结果,证实了在无垂尾构型推力矢量飞机上应用自适应控制系统的可行性.