深空探测器自主技术发展现状与趋势

深空探测器距离地球远、所处环境复杂、苛刻,利用地面测控站进行深空探测器的遥测和遥控已经很难满足探测器控制的实时性和安全性要求。深空探测器自主技术即通过在探测器上构建一个智能自主管理软件系统,自主地进行工程任务与科学任务的规划调度、命令执行、星上状态的监测与故障时的系统重构,完成无人参与情况下的探测器长时间自主安全运行,自主技术已经逐渐成为深空探测领域未来发展的一项关键技术。本文首先分析了传统测控模式对深空探测的约束,回顾了深空探测器自主技术发展的现状,分析了实现深空探测器自主运行的关键技术,包括在轨自主管理系统设计技术、自主任务规划技术、自主导航与控制技术、自主故障处理技术和自主科学任务操作技术。然后结合深空探测工程实施和技术发展需求,提出未来深空探测器自主技术发展的趋势和重点。     

超声速燃烧室中壁面凹腔结构的稳焰机理

针对凹腔稳焰机理,分别在冷态喷流和燃烧工况下探讨了改变凹腔长深比和深度对超声速流场中的燃料掺混效果及燃烧效率的影响.研究表明:增大凹腔长深比能使燃料更容易卷入凹腔,延长其在低速回流区内的掺混时间,增强掺混、提高燃烧效率;但过大的长深比对燃烧效率改善的影响消失,反而会使剪切层运动距离增大,导致凹腔后壁面再附激波增强,引起激波耗散产生的总压损失增大,使凹腔前、后壁面压差阻力增加,所以工程中建议采用长深比为5左右的凹腔结构.增大凹腔深度虽然会使激波损失增加,但能提高主流和凹腔的质量交换率,并使凹腔容积增大,能够显著提高燃料在低速回流区的掺混和火焰稳定效果,提高燃烧效率.      

串联式涡轮冲压发动机加力/冲压燃烧室设计及流场计算

以串联式TBCC加力/冲压燃烧室为研究对象,提出包含一体化整流支板、加力内锥及长短交错的径向火焰稳定器组成的TBCC加力/冲压燃烧室方案。针对TBCC发动机加力/冲压燃烧室进行了数值模拟,获得该燃烧室在不同模态下的流场特性。计算结果显示,在涡轮工作状态和涡轮/冲压共同工作状态下,TBCC发动机加力/冲压燃烧室的总压恢复系数均在95%左右;在冲压工作状态下,其总压恢复系数在86%左右。可以满足在不同模态下加力/冲压燃烧室对总压恢复系数的要求。     

直升机进气道参数的试验分析

过试验的方法,分析在不同来流速度和不同机身攻角状态下各部件对直升机进气道性能的影响,并模拟了进气网罩结冰对进气道性能的影响。结果表明,当来流速度或进气流量增加的时候,总压恢复系数下降,进气畸变减小;偏流片和进气网罩均使进气畸变减小;附面层泄流槽在前飞时能使进气畸变明显减小;进气网罩堵塞使总压恢复系数下降,同时进气畸变减小。通过结果分析,得出了进气道优化设计的建议。     

亚声速无人机S弯进气道的多点多目标优化设计

为提高亚声速无隔道式S弯进气道的整体气动性能,本文以提高总压恢复系数和降低畸变指数为设计目标,结合高精度数值模拟方法与第二代非劣排序遗传算法（NSGA-II）,开展了无隔道式S弯进气道在马赫数0.25和0.7时的多目标优化设计。整个优化流程基于400个样本,最终得到四幅有效Pareto前沿图。从总压畸变Pareto前沿图中选取出优化算例并与原始进气道进行对比,结果表明：优化后的进气道中心线斜率入口段小、出口段大,而横截面面积分布的曲线斜率恰好相反;优化后的进气道低压区缩小、流动分离得到有效的控制;虽然总压恢复系数提高有限,但是总压畸变得到大幅降低,在马赫数为0.25和0.7时,分别降低15.86%和23.61%。优化后的进气道在马赫数0.25~0.7范围内的整体性能得到有效改善。本文把优化设计方法进一步推广应用于3个马赫数下的多点多目标优化设计,并得到了三维Pareto前沿图。     

大型航空运输企业航班恢复系统(RM)应用研究

随着航空公司机队规模和运营航线的不断扩大,在发生大面积航班延误时,航空公司需要快速计算出最优的航班恢复方案。为了提高运行控制效率,探索一种优化控制的方法,根据经济效益、航班正常等不同的目标要求,计算出最优的运行方案,最终达到快速、高效地调配航班。分析了大型航空运输企业不正常航班恢复的主要场景,在此基础上筛选了制约航班恢复的关键约束条件,设计了航班恢复和校验的基本逻辑,通过应对台风处置的实际案例,验证了某大型航司和美国世博公司的航班恢复系统(RM)在实际案例应用中的效果,总结了该航班恢复系统的优点和存在的风险及短板。实践表明,该系统可缩短2 h航班运行恢复时间,平均每个受影响航班减少延误30 min,减少相应的成本2万元,提升整体航班正常率3%~5%。     

液压飞行仿真转台外框FNN控制器设计及仿真

以液压转台外框为控制对象,根据模糊控制理论,设计出直接自适应模糊控制器(DAFC,Direct Adaptive Fuzzy Controller)和同步模糊控制器(SFC,Synchronizing Fuzzy Controller)来解决外框负载干扰和双液压马达同步驱动这2个影响转台控制性能的主要问题;其中直接自适应模糊控制器还与PID控制器一起组成并行控制系统来抑制系统静态误差和动态干扰.针对模糊控制器自学习能力较差等缺陷,在模糊控制的基础上,根据模糊神经网络(FNN,Fuzzy Neural Net)模型设计出多输入多输出(MIMO,Multi-Input Multi-Output)的FNN控制器.软件仿真结果表明,当转台外框负载发生变化或外框两马达转速相差较大时,使用FNN模型的智能控制系统仍具有较高的位置跟踪精度和动态性能.      

航空泵加速寿命试验台功率回收率的分析

航空泵加速寿命试验具有试验时间较长及功率消耗多的特点,针对这类问题,提出了采用基于功率回收原理的机械补偿功率回收方法来节约能源;研究了试验系统实现功率回收必须满足的流量匹配条件;从理论上推导了功率回收率的计算公式;分析了影响系统功率回收率的因素.通过试验方法,验证了不同的工况下功率回收率的影响因素,并且分析了功率回收率的实际值与某工况下的理论计算值存在差距的原因.研究结果表明:该类功率回收方法显著降低了加速寿命试验过程中的功率损耗,具有显著的节能效果.     

基于扩张状态观测器的飞轮故障检测与恢复

飞轮是卫星姿态控制系统中的主要执行部件,实现其自主故障检测与恢复对于维持卫星正常姿态具有很重要的意义.在建立了精确飞轮开环系统模型的基础上,设计了二阶非线性连续扩张状态观测器ESO(Extended State Observer).将飞轮故障视为系统外扰,并假设其余外扰是小量可忽略,则利用此ESO不仅能实时得到飞轮开环系统的状态量,当飞轮发生故障时更能快速准确地估计出故障量.因而无需产生系统残差即可直接进行故障检测,同时根据故障量的大小对系统输入即驱动电压进行补偿,使飞轮转速仍能维持正常值,保证卫星姿态不受故障影响.数值仿真验证了此方法的有效性.      

无人机回收气囊缓冲特性研究

用缓冲气囊的缓冲特性对无人机伞降气囊回收方式进行了研究,并以单个气囊为对象,分析了影响缓冲性能的主要因素,认为质量体积比ｍ ／ｖｉ 和排气口面积 Ａｎ 是决定缓冲效果的主要因素。在理论分析的基础上给出了质量体积比ｍ ／ｖｉ 的最优值,同时建立了排气口分析模型,推导出计算排气口面积的公式,实践证明其结果是正确的,对工程应用具有特别重要的意义。