加力式双转子混合排气涡扇发动机全状态数学建模技术

根据部件法建立了加力式双转子混合排气涡扇发动机全包线稳态数学模型.基于该模型,利用容积动力学原理,建立了起动数学模型.将该原理扩展到慢车状态以上,建立了包括起动、加减速、开关加力、停车等完整过程的全状态动态数学模型.以此为基础,给出了加力式双转子混合排气涡扇发动机在飞行包线内的高度特性.根据加力式双转子混合排气涡扇发动机原理,设计了简单的起动调节规律、加减速调节规律、加力调节规律及停车调节规律;计算了海平面标准大气条件下的从起动、加减速、开关加力、停车的完整动态过程.理论分析与仿真结果表明:该建模方法能够正确完成加力式双转子混合排气涡扇发动机的全包线的稳态计算和全状态动态计算,准确反映了该发动机在整个飞行包线内的全部工作过程.      

基于分布式剪刀构型控制力矩陀螺的大尺寸空间结构振动抑制

针对柔性航天器上大尺寸柔性结构的振动抑制问题,提出在结构上分布安装剪刀构型的微型控制力矩陀螺(CMG),实现空间柔性结构的振动抑制.首先建立携带分布式剪刀构型CMG的约束边界大尺寸空间结构的动力学方程,然后基于Lyapunov方法设计剪刀构型CMG的框架轴操纵律,结合工程实际的"死区"现象,对所设计操纵律进行改进.最后...     

蜻蜓爬升过程飞行特征实验研究

昆虫真实飞行过程中的飞行特征是仿生流体力学机理研究的基础和关键。本文针对蜻蜓(黄蜻)大、小爬升角2种飞行状态的运动规律和动力学特性展开研究,根据蜻蜓的趋光特性诱导其进行爬升飞行。采用2台光轴相互垂直的高速摄像机进行拍摄,通过特征点匹配和三维重构方法准确地捕捉了2种爬升飞行过程中蜻蜓身体和翅膀的运动参数,并进行动力学特性对比分析。实验结果表明:蜻蜓在进行大爬升角爬升时需要的上升力大于向前的推力,最大拍动幅度比小爬升角爬升时约大40%;扑翼频率比小爬升角爬升时约大3.3 Hz,前后翅相位差相对于小爬升角爬升时减小20°以上;另外,大爬升角爬升过程中前翅前倾角度更大,这样能够使蜻蜓身体保持更大的俯仰角,翅膀能够获得更大的上升力。      

绳系卫星的一种新型高阶滑模控制器设计

针对绳系卫星轨道转移控制问题,给出绳系卫星在轨机动模型并将面内运动处理为典型的欠驱动形式;为实现对面内摆角的跟踪控制,定义滑模面并建立积分链系统,设计一种新型高阶滑模系绳张力控制律,得到无抖振控制量,这种控制律在保证高精度跟踪的前提下,有效避免了控制抖振现象;关于滑模面的高阶滑模运动建立后,在平衡点对闭环系统线性化,根据劳斯判据,闭环系统在平衡点是局部渐近稳定的。最后,通过仿真分析,验证了所提出控制算法的有效性。     

考虑自动驾驶仪动态特性的含攻击角约束的反演递推制导律

针对制导武器需要攻击角度控制的要求及自动驾驶仪动态特性对制导效果的不利影响,提出了考虑自动驾驶仪动态特性补偿、具有末端攻击角约束的反演递推制导律。首先结合反馈线性化技术,利用本文推广的积分反演定理设计了二阶子系统的虚拟控制律;然后进一步应用反演递推方法推导了考虑自动驾驶仪动态特性的含攻击角约束的制导律,并通过李雅普诺夫稳定性理论详细地证明了该制导律对于视线角和视线角速率的指数收敛特性。在实例应用仿真中,给出了该制导律的具体实现方法,比较了该制导律与其他制导律的制导性能,检验了该制导律对不同作战任务的制导效果。仿真结果表明,该制导律具有良好的性能和工程应用推广价值。     

卫星推进分系统发动机螺接头漏率变化规律试验研究

密封并充压后的球头-锥面螺接密封结构的漏率不稳定。文章采用卫星推进分系统管路的模拟件,通过搭建试验平台对发动机螺接头加压后的漏率变化规律进行研究。试验结果表明,螺接头漏率随时间呈现4种变化趋势,但漏率值最终均趋于稳定,同时对其中的影响因素进行了分析。     

一种无人机定距盘旋跟踪制导律及稳定性证明

对地面目标的定距盘旋跟踪问题是无人机（UAVs）在任务应用阶段需要面临的重要问题之一,如何在传感器信息受限的情况下完成跟踪任务是目前的研究热点。首先针对地面固定目标设计了一种仅依赖测距传感器的制导律,不再需要传统的视线角信号以及目标和无人机自身的定位信息;其次,设计了李雅普诺夫函数对该制导律的稳定性进行了严格数学证明;最后,将该制导律推广到对地面匀速和变速移动目标的跟踪制导。相比于现有制导律,所提出的制导律结构更为简洁,仅有一个设计参数,并且制导策略更为合理。仿真结果表明所提出的制导律能够实现无人机对地面固定和移动目标的稳定跟踪。     

考虑振动环境影响及具有落角度约束的制导律设计与仿真

为解决因振动环境下视线角和视线角速度抖动而使打击精度降低的问题,文章研究一种具有抗干扰能力和落角度约束的飞行器(含导弹)制导律。建立了飞行器和目标的相对运动方程组,运用变结构控制理论,设计了一种具有落角度约束的制导律,并在制导律中引入视线角和视线角速度的抖动分量。通过仿真对比分析所设计的制导律与修正比例制导律,在攻击固定目标时,两种制导律的效果都能满足脱靶量和落角度约束的要求;而在攻击机动目标时,所设计的制导律控制效果明显优于修正比例制导律,并且飞行器的控制量能根据视线角速度变化较快地做出反应,从而使打击末段脱靶量较小。     

基于间接Radau伪谱法的滑翔段轨迹跟踪制导律

针对高超声速飞行器滑翔段制导问题,提出一种利用间接Radau伪谱法求解最优反馈控制律的全状态标称轨迹跟踪制导律。将标称轨迹跟踪问题转化为线性时变系统状态调节器问题,基于Pontryagin极大值原理进一步将状态调节器问题转化为线性两点边值问题;利用间接Radau伪谱法求解所得的线性两点边值问题,获得最优反馈控制律,并在此基础上设计了易于在线执行的闭环轨迹跟踪制导律。数值仿真结果表明,该制导律对飞行器初始状态量的较大范围偏差和飞行环境参数的有限扰动不敏感,具有良好的鲁棒性,并且能够满足实时性的需求。     

壁面散热对超声速喷管性能的影响

采用一维无粘理论对扩张喷管的流动和性能进行了计算,研究了壁面散热量和散热规律对喷管流动、出口气流参数和性能参数的影响。结果表明:壁面散热会导致喷管沿程静压、静温和总温减小、出口马赫数和总压增大,并且随散热量增大,喷管的工作状态可依次经历欠膨胀状态、临界状态和过膨胀状态,但是喷管的推力系数逐渐减小,性能下降;壁面散热规律对喷管性能有很大影响,入口附近散热量较大出口附近散热量较小时,喷管的性能下降最大。从研究结果可以看出,壁面散热可以调节喷管的欠膨胀度,使喷管从欠膨胀状态趋于过膨胀状态,采用侧重于后半部分散热的规律可以取得良好的调节效果。