载人飞船返回舱的压力分布

载人飞船小升阻比返回舱的再入轨道主要取决于配平升阻比、弹道系数和再入点的轨道倾角。风洞试验测出的球冠压力分布与理论计算值和飞行试验值均较符合，可以用于实际飞行。气流分离和真实气体效应对倒锥锥面的压力影响较大。拐角半径增大，使拐角和球冠区的压力降低，而使锥面压力增大。雷诺数和边界层状态对底压系数的影响较大。     

执行器卡死并失效的航天器姿态稳定控制

考虑挠性航天器执行器卡死与部分失效故障下的姿态控制问题,提出了一种滑模容错控制法。该方法采用自适应技术在线估计系统不确定参数,且该控制器的设计不需要任何在线或离线的故障信息,能够完全独立于地面站的支持。基于Lyapunov方法从理论上证明了该控制器不但能够有效地处理执行器故障,而且保证了闭环系统的全局渐近稳定,实现对姿态的高精度控制。最后将该方法应用于某型挠性航天器的姿态稳定任务中,仿真结果验证了该方法的有效性。     

航天器帆板温度受火星热流的影响分析

火星热流对环火轨道航天器的太阳帆板温度有较大的影响。本文建立了火星反照率的数学模型,分析了火星红外辐射和反照热流变化时,太阳帆板在近火弧段和远火弧段阴影期各自的温度变化规律。研究表明,在不同的轨道高度下,火星红外辐射和反照热流对帆板的影响各不相同,存在一个帆板温度受较大影响的临界轨道高度。当轨道高度小于此临界轨道高度,火星红外辐射和反照热流对帆板温度场的影响极大,不能忽略;当轨道高度大于此临界轨道高度,火星红外辐射和反照热流对帆板温度场的影响有限,可以忽略,为后续火星探测提供了一定的参考。     

基于PE可执行文件的软件水印研究

通过对PE文件的结构分析,结合其自身特点,提出软件水印算法模型。通过在PE文件添加新节,嵌入执行控制代码,从PE文件自身特征提取,形成唯一标识软件版权的水印信息,然后对水印信息进行加密、分割并根据设计的组合表将水印信息分段嵌入到各节的冗余空间中,再对特定部分进行摘要提取,进一步实现PE文件的完整性验证。仿真表明,算法对于软件版权具有很好的保护作用。     

基于新型终端滑模的航天器执行器故障容错姿态控制

针对受干扰的刚体航天器冗余执行器存在故障与控制受限的姿态跟踪控制问题,提出一类基于新型指数形式的非奇异快速滑模面（ENFTSM）与趋近律的姿态容错控制器设计方法。当部分推力器发生故障时,假设剩余推力器具有输出饱和特性且能提供足够推力保证航天器执行任务,相比一般终端滑模控制器,本文设计的控制器不仅能使系统状态以更快的速度到达平衡点,且不需要在线对执行器故障信息进行检测和分离。基于Lyapunov方法证明本文设计的控制器能保证闭环系统稳定,且能有效地抑制外部干扰、控制受限和执行器故障等约束。最后对提出的控制算法进行了数值仿真,其结果表明了该控制器的有效性。     

组合型机匣处理提高轴流压气机稳定性的机理

用全通道非定常计算方法研究了轴向倾斜缝、自适应机匣处理及两者形成的组合型机匣处理对亚声速轴流式转子稳定工作范围的影响,结果表明:轴向倾斜缝、自适应机匣处理及组合型机匣处理取得的综合裕度改进量分别为12.86%,16.47%及22.72%,其中组合型机匣处理扩稳效果最强,自适应机匣处理次之.通过详细地分析压气机内部流场表明,组合型机匣处理削弱了叶片吸力面气流分离带来的不良影响.从喷气装置流出的高速气流抑制了叶顶间隙泄漏流从相邻叶片叶顶前缘溢出的现象,部分叶片通道受到轴向倾斜缝的作用,泄漏流线被抽吸入缝中,也能抑制前缘溢流的产生.     

NASA 二级轻气炮设备简介

随着人类航天活动日益频繁,地球轨道上空间碎片总数逐年增长。航天器表面空间碎片防护工作受到各航天大国的高度重视。航天器针对毫米级空间碎片主要采用被动防护方式。超高速撞击实验是防护方案设计工作的基础。NASA 在毫米级弹丸超高速撞击实验中采用的主要发射装置为二级轻气炮。本文对美国 NASA 和相关单位二级轻气炮设备及其未来发展趋势进行简要介绍,同时对我国相关单位超高速撞击实验设备进行分析,并对发展趋势进行讨论。     

航空卡箍失效分析

卡箍在飞机上的应用较为广泛,卡箍的质量问题也会影响飞行的安全。本文分析了目前导管连接卡箍存在的问题,介绍了国内外航空用导管连接卡箍的使用情况,阐述了常见导管连接卡箍的失效性质及断裂原因,提出了改进措施。     

航天器有限时间输出反馈姿态控制

研究在角速度不可测时航天器的有限时间姿态控制问题。基于有限时间控制技术,提出了由修正Rodrigues参数进行姿态描述的航天器输出反馈姿态控制算法。首先设计了单个航天器的输出反馈姿态控制器,在没有角速度反馈时也能够保证航天器姿态在有限时间内调节到期望姿态。之后,设计了无需绝对角速度和相对角速度信息的多航天器分布式输出反馈姿态控制器。使用Lyapunov理论和图论,对闭环系统全局有限时间稳定性进行了严格的证明。最后对提出的控制算法进行了数值仿真,其结果验证了所设计的航天器输出反馈控制算法的可行性和有效性。     

Attitude synchronization for multiple spacecraft with input constraints

The attitude synchronization problem for multiple spacecraft with input constraints is investigated in this paper. Two distributed control laws are presented and analyzed. First, by intro- ducing bounded function, a distributed asymptotically stable control law is proposed. Such a con- trol scheme can guarantee attitude synchronization and the control inputs of each spacecraft can be a priori bounded regardless of the number of its neighbors. Then, based on graph theory, homoge- neous method, and Lyapunov stability theory, a distributed finite-time control law is designed. Rig- orous proof shows that attitude synchronization of multiple spacecraft can be achieved in finite time, and the control scheme satisfies input saturation requirement. Finally, numerical simulations are presented to demonstrate the effectiveness and feasibility of the oroDosed schemes.