带执行机构的航空发动机喷口控制器设计方法

依据发动机非线性模型求取喷口的动态模型时,存在未建模动态对线性动态模型的建模误差,由此设计的喷口控制器较难达到设计要求,尤其在大范围飞行包线内喷口控制的动态性能将会变坏;同时由于传感器噪声问题、喷口执行机构的位置饱和限制、速率饱和限制的问题,以及PI控制中的积分饱和问题的存在,这些饱和限制等干扰将会影响PI控制器的设计性能。针对上述问题提出了一种带执行机构的喷口控制器的设计方法和抑制饱和限制干扰的喷口控制逻辑设计方法。首先获取了带执行机构的线性动态增广模型,然后针对该增广模型利用迭代线性不等式方法计算了喷口的鲁棒PI控制器,并对控制器输出进行抗饱和修正,从而提高了喷口控制器的鲁棒性。引入所述方法在发动机半物理仿真中进行了验证,在全飞行包线内获得了满意的喷口控制鲁棒性能。     

分布式非线性气动力模型弹性飞机动力学研究

建立了线性与非线性两种分布式气动力模型,在弹性飞机模型上添加所建立的气动力模型,验证了整个系统的有效性。对所建立的模型进行着陆及突风扰动动力学仿真,对比线性及非线性气动力模型的飞机动力学响应的差异,结果表明非线性气动力模型能够更合理地计算飞机大迎角状态下的气动载荷及动力学响应。     

某型直升机动力学解决方案

动力学问题是某型直升机设计研制的技术关键,本文结合该型机从方案设计到工程研制的各个阶段,针对动力学问题的解决途径与实现情况进行了回顾,给出了设计分析、试验验证结果及其相关性。文中还结合球柔性旋翼和尾桨特有的动力学问题解决方案,分析、探讨解决方案中的得与失,提出了进一步改进的方向。     

纳卫星微槽道冷却系统在轨动态热特性分析

针对纳卫星热流密度不断升高的发展趋势,介绍了一种基于微机电技术(MEMS,Micro Electro Mechanical Systems)的泵驱动单相流微槽道冷却系统.通过合理分析与简化,应用集总参数法建立了能够反映受控对象及冷却装置动态特性的温度响应模型;运用数值方法仿真计算了某纳卫星在轨飞行中受空间外热流影响下的外部散热面和内部电子设备温度的变化规律.仿真结果表明:应用MEMS技术的微槽道冷却系统可以满足高热流密度的纳卫星热系统的冷却需求;空间外热流相对于星体内部热功率的变化,对纳卫星散热面温度的影响较小;该建模方法和求解算法对分析计算纳卫星的温度动态特性是简便、合理的,并为进一步深入研究纳卫星热控制、热管理理论与技术奠定了理论研究及工程应用基础.     

弹性整流罩分离的流固耦合仿真方法

发展了一种流固耦合的动力学数值仿真方法,用以模拟弹性结构在其运动诱导的非定常气动载荷作用下的动态响应.针对给定的运动规律,对不可压流场采用侵入式边界方法求解了非定常气动载荷,其中未计及弹性结构变形对流场的影响.对非定常气动载荷作用下的薄壁弹性结构进行了瞬态动力学数值模拟.以地面试验状态的整流罩分离为例,对刚性体及是否考虑表面气体压力作用的柔性体等情形下的整流罩的动力学行为进行了对比分析,验证了发展的流固耦合动力学仿真方法的可行性.     

共轴对转螺旋桨的非定常气动干扰

为优化共轴对转螺旋桨的气动性能,研究前后桨之间复杂的非定常气动干扰,使用非定常雷诺平均Navier-Stokes （URANS）方程的数值模拟方法,以及滑移网格技术,对6×6构型的共轴对转螺旋桨进行了三维非定常气动干扰计算,获得了共轴对转螺旋桨的气动特性变化规律,并给出了优化气动外形及运行控制的建议。计算结果表明:来流马赫数为0.38的情况下,由于非定常气动干扰导致的整个共轴对转螺旋桨的拉力系数和功率系数的脉动幅值为1.5%左右,推进效率的脉动幅值在0.1%左右。一个旋转周期内,前后桨均出现了12次周期波动,后桨由于能够吸收一部分前桨产生的切向滑流能量,推进效率比前桨更高一些,而且能够提高整个桨的效率。另外通过压力系数以及轴向速度的径向分布情况看,70%左右的桨半径位置上非定常气动干扰强度相对较大。      

基于星间距离测量的高精度自主导航

研究利用地球卫星和月球卫星之间的测距信息进行自主导航的方法.基于三体摄动轨道动力学方程和星间测距信息,可以同时确定参与导航的地球卫星和月球卫星的绝对位置;但是在初始位置误差较大的情况下,导航系统的定位性能会受到影响.为了解决这一问题,提出基于"星间测距+紫外导航敏感器"的组合导航方法.采用该导航方法,能够在初始位置误差和紫外导航敏感器测量误差较大的情况下实现高精度自主导航.基于Cramer-Rao下界(CRLB)分析了组合导航系统的性能,并通过数学仿真验证了该导航方法的有效性.     

Exact analytic solution for the spin-up maneuver of an axially symmetric spacecraft

The problem of spinning-up an axially symmetric spacecraft subjected to an external torque constant in magnitude and parallel to the symmetry axis is considered. The existing exact analytic solution for an axially symmetric body is applied for the first time to this problem. The proposed solution is valid for any initial conditions of attitude and angular velocity and for any length of time and rotation amplitude. Furthermore, the proposed solution can be numerically evaluated up to any desired level of accuracy. Numerical experiments and comparison with an existing approximated solution and with the integration of the equations of motion are reported in the paper. Finally, a new approximated solution obtained from the exact one is introduced in this paper.     

电动力绳系研究进展

介绍了电动力绳系的主要构造及工作原理,回顾了国内外关于电动力绳系的研究历程,并总结了相关在轨试验进展情况。从绳系模型、轨道动力学以及绳系展开动力学与控制等几个方面对电动力绳系进行了分析,最后对电动力绳系技术未来的发展和应用做了展望。     

Impact of the orbital eccentricity on the attitude performance before and after the deorbiting phase for Alsat-1

Due to the presence of periodic forcing terms in the gravity gradient torque, orbit eccentricity may produce large response for the roll, yaw and pitch angles. This paper investigates the influence of the orbit eccentricity on the performance of the attitude determination and control subsystem (ADCS) pointing of passive Low Earth Orbit (LEO) satellites stabilized by a gravity gradient boom or having long appendages before and after the deorbiting operation. The contribution of this work is twofold. First, the satellite attitude dynamics and kinematics are modeled by introducing the orbit eccentricity in the equations of motion of a LEO satellite in order to provide the best scenario in which satellite operators can keep the nominal functionality of LEO satellites with a gravity gradient boom after the deorbiting operation. Second, a Quaternion-based Extended Kalman Filter (EKF) is analyzed when the orbit eccentricity is considered in order to determine the influence of this disturbance on the convergence and stability of the filter. The simulations in this work are based on the true parameters of Alsat-1 which is a typical LEO satellite stabilized by a gravity gradient boom. The results show that the orbit eccentricity has a big influence on the pointing system accuracy causing micro-vibrations that affect the geocentric pointing particularly after the deorbiting phase. In this case, satellites have no orbital correction option. The Quaternion-based Extended Kalman Filter analyzed in this paper, achieved satisfactory results for eccentricity values less than 0.4 with respect to pointing system accuracy. However, singularities were observed for eccentricity values greater than 0.4.