表面缺陷对原子氧掏蚀效应影响的数值模拟研究

Kapton作为基底的热控涂层被广泛应用于航天器的外表层设计中,表面保护层中缺陷处所发生的掏蚀效应是近地轨道空间飞行时原子氧对此类热控材料作用的一种主要方式.文章通过蒙特卡洛方法研究了这些尺寸参数与原子氧效应之间的关系.结果表明,保护层缺陷的宽度直接影响进入缺陷内的原子氧的数量,空腔的"颈部"宽度与空腔最大宽度之比随着缺陷宽度增加,掏蚀深度的增加速度则随着缺陷的加宽而变小;保护层厚度主要对初次入射原子氧的入射过程有影响,加厚保护层可以减小原子氧的掏蚀深度和掏蚀空腔的宽度.这些结果可为原子氧防护层的设计提供参考依据.     

运动图象的数字压缩技术及其在军事装备中的应用

运动图象具有信息量大、动态感强、真实直观等特点,然而在实际应用中却存在数据量大,处理时间要求高等问题,所以研制压缩比大,实现方法灵活的数字图象压缩算法成为了近几年来信息处理的一个非常活跃的研究热点。本文主要介绍了运动图象的数字压缩的原理和方法,对高效压缩算法MPEG-4中所用到的关键技术进行了详细的讨论,最后结合工程实践简述了数字图象压缩技术在我军装备中的应用情况。     

航空发动机分布式控制系统不确定性鲁棒H∞容错控制

为减小不确定性对航空发动机分布式控制系统性能的影响,针对具有参数摄动、不确定时延、执行机构动态故障、外部噪声干扰四种不确定性的航空发动机分布式控制系统,提出了一种基于鲁棒H∞理论的容错控制方法.首先对系统不确定性进行数学描述,将不确定时延视为服从齐次Markov链分布的随机变量,将执行机构故障等效为存在均值和方差约束的随机变量,并在此基础上建立整个闭环系统的增广模型;其次证明了该增广模型保持均方渐进稳定且具备H∞性能的充分条件;最后利用线性矩阵不等式(LMI)理论给出闭环系统鲁棒H∞容错控制器的设计方法.仿真结果表明该方法能够保证控制系统均方渐进稳定,并对以上四种不确定因素具有鲁棒性,同时对于飞行包线其他各点具有较好的动态响应.     

6181H18铝合金同步冷却热成形工艺研究

利用Gleeble3500热/力模拟试验机模拟6181H18铝合金同步冷却热成形工艺,采用正交试验研究工艺参数——变形温度T、保温时间t、冷却速度v对成形性的影响,同时对其微观组织进行了研究。结果表明:同步冷却热成形工艺使6181H18铝合金的成形性能得到明显改善,同时使其成形时效后得到很高的强度,达到了变形和强化同步实现的目的,此工艺可以应用于该铝合金。工艺参数合适的组合为:T=500℃,v=60℃/s,t=220s。成形后α基体中析出大量强化相,但较T4状态强化相略粗大,弥散均匀度略差。     

极点配置的H_∞技术在直升机控制器设计中的应用研究

 极点配置的 H∞ 设计方法不但能满足系统的 H∞ 性能要求 ,而且能使闭环极点配置在希望的范围内 ,因而使系统具有满意的阻尼比 ,同时也避免了过快的控制器动态对设备产生的冲击。针对直升机 H∞ 控制器设计中遇到的问题 ,如控制器结构的选择、加权矩阵的选择以及如何考虑不确定性等进行了研究。通过对 CH-4 7直升机设计结果的数值仿真 ,表明所设计的系统达到了 ADS-33水平 1的性能要求和鲁棒稳定性要求     

H2O对空间站5A分子筛CO2去除性能影响

为进一步研究分子筛CO2去除系统应用于空间站的工作可靠性和鲁棒性,针对空间站4床分子筛(4-BMS)系统中可能出现的湿度失效保护问题展开了实验研究.测试了两种载人航天分子筛材料TC-5A与PSA-5A,研究了不同相对湿度对CO2吸附性能的影响;比较了相同湿度条件下,进口气体CO2浓度、粒径及吸附温度的变化对分子筛吸附CO2性能的影响,采用不同实验方法探究了H2O和CO2在两种分子筛材料中的竞争吸附关系.结果表明:PSA-5A吸附CO2性能优于TC-5A,但对H2O的吸附率略低于TC-5A.H2O的存在对分子筛吸附CO2影响非常大,空气中相对湿度达到60%时,分子筛基本失去了吸附CO2的能力.此外,温度升高会造成CO2的吸附量显著下降,但对H2O的吸附量影响相对较小,尤其是当相对湿度较高时.这对中国未来长期运行的空间站分子筛CO2去除系统工作有效性与工作鲁棒性的评价具有指导意义.     

一种应用于混合H2/H∞飞行跟踪控制的扩展LMI方法（英文）

Lyapunov变量和系统矩阵之间的耦合导致混合H2/H∞飞行跟踪控制器设计问题非凸。借助于扩展LMI方法,非凸优化问题被转化为凸的线性矩阵不等式(LMI)表达式。通过引入松弛变量,上述的耦合得以消除。而且,一个充要条件被证明成立以求解混合H2/H∞飞行跟踪控制器,该控制器不仅能够稳定被控系统,并且能够保证系统在正常和故障情况下均满足混合H2/H∞性能指标。这种新的扩展LMI表达式提供了额外的自由度去求解非凸优化问题,并减小了控制器设计的保守性。关于ADMIRE模型的仿真结果说明这种扩展LMI方法的优越性。     

挠性航天器混合H2/H∞输出反馈姿态控制（英文）

研究一类带有挠性附件的航天器的H2/H∞输出反馈姿态控制问题,所涉及的挠性航天器由刚性本体和挠性附件构成。由于挠性附件的振动和航天器本体姿态运动的耦合,再加之振动模态难以测量,对挠性航天器的姿态控制带来困难。针对该问题提出了基于H2/H∞理论的动态输出反馈控制器设计方法。动态输出反馈在模态变量不能测量的前提下也能有效控制航天器本体姿态,而H∞控制器具有很好的抗干扰能力,能有效抑制空间环境干扰力矩和模型不确定性对控制系统稳定性的影响。和纯H∞输出反馈控制算法相比,基于H2/H∞的设计同时提高系统的动态性能。数值仿真验证了所设计的控制方法对挠性航天器具有很好的姿态控制效果。     

过氧化氢/煤油发动机试验中压差式孔板流量计的设计

论述了液体火箭发动机用过氧化氢作为推进剂进行试验的过程中流量测量可采用的方式。提出了压差式孔板流量测量和角接式取压结构在过氧化氢／煤油发动机试验中的应用技术。针对过氧化氢／煤油发动机试验中流量测量提出了研究需要解决的关键技术。     

应用于MEMS_SINS/GPS组合导航系统的H_∞容错滤波算法

针对基于微机电系统(MEMS,micro electro mechanical system)的捷联惯性导航系统(SINS,strapdown inertial navigation system)与全球定位系统(GPS,global positioning system)组成的组合导航系统中存在不确定干扰并且GPS量测输出中经常含有故障信号的情况,提出一种H∞容错滤波算法,能够对不确定噪声干扰具有鲁棒性,并且能够在检测到故障信号后进行容错计算,使滤波精度始终保持在要求的范围内.基于H∞滤波器,在状态估计方程中加入加权因子,使滤波器具有容错的功能,并且适用于组合导航中量测分量的数量级相差很大的情况.仿真试验结果表明,该算法能有效降低GPS中故障信号的不利影响,使系统在故障存在期间仍能正常工作.