撞向月亮上的冰

近半个世纪之前,天文学家们就开始争论,月球上可能有冰。后来的月球探测器在它的两极附近发现了冰的线索,但是这些远距离的探测始终无法让人信服。不过随着美国航宇局“月球勘测轨道飞行器”与“月球环形山观测和传感卫星”的发射,现在终于有了一锤定音的机会。     

里里外外说天宫——天宫一号目标飞行器面面观

地面体检煞费苦心 天宫一号虽然使用了很多成熟的技术。但采用的新技术、新设备也非常多。单看天宫一号的个头——长10．4米、直径3．35米,就比以往的飞行器大很多,如何保证它能够成功升空,顺利完成交会对接任务,并在太空平安地飞行两年？中国航天科技集团公司的科研人员为此煞费苦心,做了大量验证试验。     

R2：机器人航天员

空间机器人按用途主要分为星球（月球、火星等）探测机器人和空间站应用机器人,可以在太空恶劣的环境下代替人类完成危险和难以完成的任务,如探索火星和水星等行星,搭建空间站,进行太空实验和空间飞行器、卫星、太空望远镜等的维修和维护任务,甚至保卫太空安全等。     

航天一线专家学术专著——《宇航概论》正式出版

2001年中国科学院院士、中国工程院院士闵桂荣倡导陆续出版空间飞行器（航天器）设计专业系列教材,为培养高级航天人才服务。此系列教材是国家“十一五”出版规划重点图书,是航天一线专家的学术专著。日前由胡其正研究员、杨芳研究员编著的系列教材之一——《宇航概论》已由中国科学技术出版社正式出版。     

一路走来一世界交会对接技术发展概述

从1961年苏联航天员加加林首次进入太空至今,载人航天发展已有50年的历史。空间交会对接是载人航天活动的三大基本技术之一,它是实现空间装配、回收、补给及维修等高级空间操作的先决条件。目前世界上有美国、俄罗斯、欧洲和日本研制的飞行器分别完成了与运行在地球轨道上的目标飞行器的交会对接。     

一种基于云模型优化的飞行器参数辨识算法

极大似然估计方法(ML)在飞行器参数辨识中得到了广泛应用,该方法需要预先推导灵敏度方程,进而求解灵敏度矩阵,在应用过程中比较繁杂,且容易陷入局部最优。提出一种基于云模型优化的飞行器参数辨识算法,根据极大似然估计原理,利用云模型的优化理论对极大似然函数进行优化,从而得到待辨识参数值。该算法不必推导灵敏度矩阵,对初值要求不高,应用便捷,且保留了云模型优化的特点,收敛速度较快、不易陷入局部最优。以Twin Otter飞机为例对算法进行验证。结果表明:算法易于实现、辨识结果精度较高、收敛速度较快,不易陷入局部最优。     

限制域、预混气初始温度对多孔介质表面火焰熄火特性的影响

为了对基于多孔介质表面火焰的微型燃烧室技术进行优化设计,以甲烷/空气预混气为研究对象,针对不同的限制域、预混气初始温度,开展了多孔介质表面火焰熄火特性实验研究.实验结果表明:在石英玻璃限制域下,多孔介质表面火焰可以维持在0.188~0.436m/s的低预混气速度下,速度升高容易发生推举和吹熄;而限制域的长度未产生影响作用;随着预混气初始温度从293K升高至550K,多孔介质表面火焰的熄火速度极限得以提高.当量比为1.0时,预混气熄火速度从293K的1.176m/s增加至550K的2.678m/s,并存在不同斜率的上升过程,而初始温度对熄火本质没有影响.     

高超声速飞行器强鲁棒自适应控制器设计新方法

针对高超声速飞行器飞行过程系统参数大范围剧烈变化以及存在严重不确定性的特点,同时考虑外界环境干扰复杂,内部干扰严重的特殊问题,提出了一种新型强鲁棒自适应控制器构型。该新型强鲁棒自适应控制器将控制器分为标称控制器和补偿控制器。标称控制器可采用成熟的控制理论来设计,主要考虑闭环系统的性能;采用合适的手段估计系统参数大范围剧烈变化、系统的不确定性以及内、外部干扰等“系统扰动”作为补偿控制器的输入,通过设计强鲁棒补偿控制器对“系统扰动”进行补偿,使整个闭环控制系统对“系统扰动”具有强鲁棒性。将新型强鲁棒自适应控制器应用于高超声速飞行器的姿态控制系统的设计,大大提高了高超声速飞行器控制系统对内、外部干扰的抑制和对系统参数大范围剧烈变化以及严重不确定性的适应能力,可满足高超声速飞行器飞行控制的需求。     

A fuzzy PID-controlled SMA actuator for a two-DOF joint

Shape memory alloy(SMA) actuator is a potential advanced component for servosystems of aerospace vehicles and aircraft. This paper presents a joint with two degrees of freedom(DOF) and a mobility range close to ±60 when driven by SMA triple wires. The fuzzy proportional-integral-derivative(PID)-controlled actuator drive was designed using antagonistic SMA triple wires, and the resistance feedback signal made a closed loop. Experiments showed that, with the driving responding frequency increasing, the overstress became harder to be avoided at the position under the maximum friction force. Furthermore, the hysteresis gap between the heating and cooling paths of the strain-to-resistance curve expanded under this condition. A fuzzy logic control was considered as a solution, and the curves of the wires were then modeled by fitting polynomials so that the measured resistance was used directly to determine the control signal. Accurate control was demonstrated through the step response, and the experimental results showed that under the fuzzy PID-control program, the mean absolute error(MAE) of the rotation angle was about 3.147. In addition, the investigation of the external interference to the system proved the controllable maximum output.     

基于自抗扰理论的小型四旋翼飞行器姿态控制

针对四旋翼飞行器的强耦合性、非线性、易受外界干扰等控制难点,研究利用自抗扰控制器对四旋翼飞行器进行姿态控制的技术问题。通过牛顿-欧拉方程建立四旋翼飞行器动力学模型,将不确定性、耦合及参数摄动等干扰作为"总和干扰",利用扩张状态观测器进行估计并动态反馈补偿,再利用非线性反馈抑制补偿残差,进行四旋翼飞行器姿态控制仿真实验。结果表明:在存在模型参数摄动和外界扰动的情况下,扩张状态观测器很好地实时估计和补偿了四旋翼飞行器的总和干扰,基于自抗扰的四旋翼飞行器姿态控制系统具有较好的动态品质、稳态精度以及较强的鲁棒性。