基于MRP的全局稳定的PID刚体姿态控制

针对刚性航天器姿态控制问题,建立了由修正Rodrigues参数(MRP)表示的混杂姿态模型,并基于此模型设计了一种具有迟滞特性的非线性比例-积分-微分(PID)切换控制器.该控制器包含一个对克里奥利力矩和期望机动力矩的前馈补偿项和一个用于消除轨迹跟踪误差的PID反馈项.通过一个特别的Lyapunov函数分析得到了全局渐...     

基于QPSO算法的自抗扰控制器设计及参数整定

提出了一种基于量子粒子群(QPSO)的自抗扰控制器(ADRC)设计及参数整定方法.利用自抗扰控制器抗于扰能力强、鲁棒性好、对模型参数变化适应能力强的特点,设计了自抗扰纵向飞行控制器以提高飞行控制性能.针对所设计的自抗扰控制器参数多,需要依靠专家经验或试凑进行整定的问题,应用QPSO算法进行控制器参数整定.仿真结果表明,...     

几何参数影响改进型压电合成射流驱动器实验

通过实验的方法研究了开孔尺寸与腔体体积对改进型压电合成射流驱动器出口处射流强度的影响,由热线风速仪测得的瞬时速度,得到了各驱动器试件单位周期内最大速度与时均速度的频响曲线,并引入腔体体积与开孔面积的比值作为无量纲参数,使得能够将驱动器几何尺寸参数对其射流的影响统一起来.结果显示:在低 频谐振频率处,单位周期内最大速度值与时均速度值单调下降;而在高频谐振频率处,时均速度单调下降,单位周期内最大速度值存在极值点;驱动器的几何参数主要对高频区的谐振频率有重要影响.      

固体火箭发动机装药不确定性优化设计

介绍了不确定性优化设计思想和方法,考虑装药优化设计过程中推进剂性能参数不确定性,开展了固体火箭发动机装药不确定性优化设计研究。采用Powell方法和并行遗传算法组成的混合优化方法,提高了优化问题求解的效率和质量;采用Taylor级数一阶展开近似计算性能参数的均值和均方差,通过可靠性指数计算满足约束条件成功的概率。与确定性优化设计结果相比,不确定性优化设计结果更可靠、更稳健,为固体火箭发动机总体方案设计提供了更好的方法和手段。     

Ka波段微波通道的仿真设计

简述Ka波段微波通道的设计要点,以Agilent ADS软件为平台建立仿真模型,选用S参数和谐波平衡仿真工具对接收和发射信道进行设计仿真,得到了满足信道要求的仿真指标,其中接收信道变频增益10dB,噪声系数11.5dB,发射信道输出功率28dBm,变频增益23.7dB,实现了微波通道方案的可行性验证。     

弹道目标中段平动补偿与微多普勒提取

弹道目标高速平动会使微多普勒产生平移、倾斜和折叠,必须进行补偿处理。针对弹道目标中段平动补偿问题,本文提出了一种基于多普勒极值点信息的平动参数提取和平动补偿方法。通过将平动近似为多项式描述,将微动等效为锥旋运动,推导了瞬时多普勒极值点与多项式参数和微动参数的关系。在此基础上,利用最小二乘参数辨识方法估计了平动参数,实现了平动补偿和微多普勒的高精度实时提取。仿真实验验证了本文算法的有效性。     

丁羟推进剂组分间界面酸碱作用研究

借助Drago R S方程,采用反相气相色谱法(IGC)表征了丁羟四组元(AP/RDX/Al/HTPB)推进剂主要组分的表面酸碱性参数,计算出了主要组分间的界面酸碱作用焓ΔH_(AB).结果表明,BA键合剂与AP、RDX的界面作用焓显著大于HTPB聚氨酯基体与AP、RDX的界面作用焓,也显著大于BA键合剂与HTPB聚氨酯基体的作用焓,据此可预估BA键合剂可优先吸附在固体填料表面.因此,BA键合剂能大大提高推进剂基体/填料的界面粘接强度.     

SST-LL重力测量卫星轨道分析

论述了SST-LL重力测量卫星科学任务对轨道寿命、地面覆盖性能、轨道高度单圈波动、星间距离变化范围的需求。根据需求,计算了轨道的自然衰减情况,得出轨道初始高度为500km;综合考虑地面覆盖要求及运载火箭能力,得出了最佳轨道倾角为89°;得出了0.002 0偏心率下轨道高度波动范围不超过50km;分析得出星间距离的长周期变化主要受大气阻力影响,初步确定了轨道控制方案,即定期对受大气阻力较大的卫星进行轨道机动。     

超低轨卫星气动参数及转动惯量在轨实时辨识

给出了超低轨卫星气动参数和转动惯量的在轨实时辨识方法。针对超低轨卫星所处的稀薄流环境,建立了镜面-漫反射模型稀薄流散射系数的傅里叶级数模型。根据卫星姿态动力学与运动学方程推导了傅里叶级数模型中各气动参数以及卫星转动惯量的线性观测模型。以采用气动主动控制方式的近地圆轨道纳星为仿真对象,用递推最小二乘法进行在轨实时辨识,辨识结果与设定值一致。方法对卫星在轨实时控制时需获取高精度的气动力矩和卫星真实转动惯量有重要的意义。     

基于循环参数分析的涡轮基组合动力系统用高速涡轮发动机构型方案

在涡轮基组合动力系统的使用场景中,高速涡轮发动机为了实现起飞、跨声速、模态转换等状态下的性能指标,需要扩展使用速域范围,兼顾多状态推力性能,对于发动机构型和循环参数选取提出了特殊的要求。开展基于循环参数分析的高速涡轮发动机构型方案设计,通过分析高速涡轮发动机在不同速域下的使用需求,明确发动机的技术特征,并从性能、结构、技术发展趋势等多角度对高速涡轮发动机构型进行分析,针对双转子涡扇构型的高速涡轮发动机开展循环参数分析,明确压比、涵道比和涡轮前温度对发动机不同工况性能的影响。结果表明：变循环是高速涡轮发动机的理想构型方案。现阶段应基于双转子涡扇构型逐步集成变循环特征部件,并通过合理的循环参数匹配,实现高低速性能的兼顾。