考虑抖振特性的变弯度机翼设计研究

变弯度技术可以提升大升力系数下机翼的抖振特性,对于提高民航客机的综合性能具有重要意义.构造了光滑、连续、可微的定量描述激波-附面层干扰导致的分离强度演变规律的分离函数,实现了适用于大规模精细化气动外形优化的抖振始发特性评估方法.基于典型的民用客机标模,开展了考虑抖振性能约束的机翼后缘变弯度减阻优化设计研究.结果表明采用后缘变弯度技术,在1.3g抖振点减弱激波以及激波附面层干扰导致的流动分离强度,可以获得1.89%的减阻量.以设计点阻力最小进行优化,设计点机翼后缘能够以更大的逆压梯度进行压力恢复;同时在1.3g抖振状态减小逆压梯度,降低分离强度,从而减弱了抖振性能约束对设计点产生的影响.在俯仰力矩配平条件下,获得接近1%的减阻收益.因此结合分离函数预测抖振特性的气动优化设计方法可以对变弯度机翼进行深入的优化设计,让机翼的变弯度收益具备更为实际的参考价值.     

分布式SAR小卫星编队轨道设计方法研究

编队轨道设计对分布式SAR小卫星的系统方案设计与性能分析具有十分重要的意义. 基于开普勒轨道方程推导了被动稳定的编队飞行轨道要素的近似解析解, 提出了一种适用于分布式SAR卫星特点的编队轨道设计方法, 并对编队轨道的精度进行了误差分析, 给出了典型的分布式SAR卫星编队轨道要素的计算公式. 针对L波段分布式SAR卫星进行了编队轨道参数设计, 给出了分布式卫星绕飞轨迹的计算机仿真结果, 验证了公式推导的正确性及轨道设计方法的有效性.     

嫦娥二号卫星非对称降轨控制技术

嫦娥二号任务中,为完成对预选着陆区高分辨率成像,需在月球背面实施轨道机动以满足成像区域的高度要求.采用目标近月点对面或燃料最优的降轨控制方式,轨控关机将在月球背面地面不可见的情况下完成.为了确保卫星安全,工程要求关机点控制在国内测站跟踪弧段内,并满足卫星应急处置要求.根据任务需要,飞控中心采用了非对称降轨控制方法,对此次轨控的控制点进行偏置,采用迭代方法求解有限推力方式下的轨控参数,并在迭代过程中对目标近月点漂移进行修正.2010年10月26日,嫦娥二号卫星成功降轨,在100km×15km的试验轨道段上飞行32圈,完成了对预选着陆区高分辨率成像.本文在分析降轨控制约束条件和两种常规控制方式的基础上,阐述了非对称降轨控制技术的原理和实现方法,并通过实施数据对轨控进行了效果评价.     

内编队重力场测量卫星全推力姿轨一体化控制研究

内编队重力场测量卫星作为一种新概念的纯引力轨道飞行器,通过精密定轨和相对状态测量实现高精度地球重力场测量.其中对外卫星的控制保持编队内卫星在纯引力轨道上稳定飞行是决定测量水平的关键因素之一.针对稳态工作模式的内编队系统,研究了仅用推力器实现姿态轨道一体化控制的问题,构建了姿态非线性和共用推力器引起的姿态轨道耦合的六自由度平动和转动动力学模型,并基于约束非线性模型预测技术建立了姿轨一体化控制的二次型优化模型.通过仿真实验可知,约束非线性模型预测控制方法计算快速,能克服部分约束条件的非凸性;推力器布局合理,推力消耗低,满足内编队系统任务需求.     

嫦娥三号探测器7500N变推力发动机研制

为实现空间飞行器轨道机动、交会对接、星际软着陆等任务,采用具有大范围推力调节能力的变推力液体火箭发动机是比较理想的方案.嫦娥三号探测器采用的7500 N变推力发动机,为我国首台大范围变推力发动机,可按照飞行器的控制指令,准确、快速、无级地改变推力,来实现探测器的中途修正、近月制动及月面软着陆任务.介绍了7500 N变推力发动机的研制情况,包括发动机技术方案、关键技术攻关以及试验验证情况,试验验证和飞行情况表明,发动机设计合理、性能先进、工作可靠.     

具有通信受限的网络控制系统量化反馈控制

针对一类通信受限的网络控制系统,研究量化反馈控制器及动态调度策略的联合设计问题.考虑到介质访问约束和信号量化误差的影响,将网络控制系统建模为等价的离散时间切换系统;通过Lyapunov稳定理论推导出保证系统鲁棒稳定的模式及量化依赖型充分条件,并给出了量化反馈控制器的设计方法;在此基础上,设计了基于实时状态的动态通信调度策略,实现了网络控制系统的镇定控制.最后通过仿真示例验证了所提出方法的有效性.     

基于J2摄动的人工冻结轨道控制方法研究

自然情况下, 由地球非球形摄动J₂项形成的冻结轨道的倾角必须等于某临界倾角, 限制了冻结轨道的应用范围. 文章提出仅在横向或者在横向以及径向2 个方向均施加连续常值小推力的2 种控制策略, 在非临界倾角条件下, 实现“人工”冻结效果. 对控制策略进行了优化设计, 在确保不会对其他轨道要素的长期变化产生影响的前提下, 使得燃耗最小. 进一步从理论上证明了横向控制比径向控制更节省能量. 仿真算例表明, 相比已有的2 种研究方法, 本文提出的能量最优控制策略相同条件下可分别节省54.6%或86%的燃料.     

地球同步轨道废弃卫星清理方法初步研究

美国IRIDIUM 33卫星与俄罗斯COSMOS 2251卫星相撞事件表明解决在轨卫星相撞事件已经是现实问题.文章分析了失效卫星轨道长期变化规律和对工作在同步轨道航天器的影响,给出了2009年7月两颗地球同步轨道卫星非常接近的计算实例,尽管碰撞并未发生,但同步轨道上由于两颗卫星距离太近而进行规避控制已经是卫星在轨测控的重要内容.基于现成的卫星制造和控制技术,提出了一种清理失效卫星的设想,清理卫星由母星和子星组成,子星体积小且质量轻,用于捕抓失效卫星并将其带离同步轨道,母星携带足够燃料停留在定点位置,用于给子星补充燃料,使子星能够反复使用.文章设计了轨道接近和捕获策略,推导了计算公式,分析结果表明该方法能够充分节省燃料,理论上只需要几颗清理卫星就可以清理干净地球同步轨道.     

一种基于约束力的鲁棒的编队卫星构形非线性控制方法

提出了一种基于约束力思想的鲁棒的编队卫星构形精确保持的非线性控制方法.该方法首先将非线性和摄动条件下编队卫星构形保持问题转换为带有完整约束的拉格朗日动力学系统,然后将问题转换为一组微分代数方程,通过求解微分代数方程,确定编队卫星构形保持的非线性控制律.针对微分代数方程传统求解方法对误差敏感,相应的约束力控制法鲁棒性差的缺点,提出了编队卫星构形约束违约修正的方法,通过适当地选择违约修正因子,有效地抑制了编队卫星初始化、参考卫星轨道确定、相对动力学建模等误差的影响,提高了约束力控制法的鲁棒性。     

一种新型零相位因子LEO/MEO双层卫星光网络

相对于微波卫星通信,卫星光通信具有容量大、速率高、高保密性和抗干扰性等优点.利用星间激光链路连接高中低轨道卫星形成空间信息高速公路将在通信、导航、军事侦察、遥感遥测以及深空探测中发挥巨大作用.文中利用覆盖带法,设计了全球连续覆盖低轨道(LEO)/中轨道(MEO)双层卫星光网络结构.LEO层是一个零相位因子walker-δ星座,系统具有准静态的Mesh逻辑结构,MEO层由赤道和极地轨道两个轨道组成,可以有效地覆盖LEO层.覆盖性能结果表明,该网络上升轨道卫星对全球提供99.9%的平均覆盖,对我国提供100%的覆盖.系统可为我国提供单星可见21°的最小仰角,双星可见16°的最小仰角.链路空间位置性能仿真表明,零相位因子星座相邻节点星间链路性能在仰角、方位角和距离上优于非零相位因子星座,非常适合激光链路.激光链路通信性能仿真表明,当卫星光通信在几个GBit/s的较低通信速率时,短波长和长波长波段误码性能相差很小,随着高达100GBit/s通信速率的出现,1550nm波段是一个明智的选择.     

应用MDDES的飞行器气动／结构耦合抖振数值模拟

严重分离流动非定常效应是造成现代飞行器发生抖振的主要因素，因此，准确模拟飞行器分离流动是开展飞行器抖振研究的基础．本文在综合考虑现代计算机资源以及分离流流动模型可信度的基础上，建立了基于MDDES（Modified Delayed Detached Eddy Simulation）的分离流非定常数值模拟方法，通过对典型的战斗机大攻角分离流模拟计算，对计算方法进行了验证．在此基础上，综合利用RBF径向基函数技术与无限插值方法建立高效的、鲁棒性强的动网格技术，结合模态空间下结构动力学方程，建立了飞机气动／结构耦合抖振数值模拟平台，对某战斗机大攻角下边条涡干扰引起的垂尾抖振问题开展研究．数值结果显示：通过对流场中涡破裂位置的压力脉动的时域响应进行的频谱分析表明，不同尺度的涡结构脉动频率覆盖了垂尾的结构固有模态频率，相比较雷诺平均Navier-Stokes方程，MDDES方法能够分辨出更细致的、更高频率的小尺度涡结构；与颤振明显的区别，各阶模态位移加速度响应由自身模态所主导，一阶弯曲与一阶扭转模态存在强烈的耦合，使结构产生加速度，承受较大的惯性力载荷冲击，是引起结构疲劳的主要因素，验证了所采用数值手段和相应方法的有效性．     

ROV水动力性能及推力控制分配研究与仿真

良好的推力控制分配策略是缆控水下机器人(remotely operated vehicle, ROV)机动性和作业安全性的保障,也是ROV运动控制技术得以实现的必要条件.但现有的推力控制分配策略存在推力输出饱和或计算时间过长等问题,导致ROV机动性欠佳.针对现存问题,提出了一种混合优化目标推力控制分配策略.首先,建立ROV驱动系统数学模型,设计了一种混合优化目标推力控制分配函数;再使用Fluent软件分析不同工况下导管螺旋桨的水动力性能,得到推进器的推力模型,从而确定混合优化目标推力控制分配函数的约束条件;最后采用光滑牛顿法求解混合优化目标推力控制分配函数,并与传统伪逆推力分配策略进行仿真对比.仿真结果表明,混合优化目标推力控制分配策略能满足各推进器对推力的约束要求,并能有效地利用约束范围内的推力集合,且通过光滑牛顿法求解的总体误差小于0.0007 N m,单步迭代次数在10步以内,单步计算时间小于2 ms,其具有精度高、实时性好、无推力输出饱和等优点.     

用非线性反馈控制混沌R(o)ssler系统到达任意目标

本文设计了识别不确定R(o)ssler系统未知参数的观测器,提出了控制R(o)ssler系统中混沌的非线性反馈控制策略.数值模拟结果表明:观测器可以有效地标识未知参数;选取不同的目标参数,既可以使R(o)ssler系统稳定在不同周期轨道上,也可以稳定在任意目标点上.     

黄河下游洪水输沙效率及其调控

针对黄河下游洪水输沙的复杂性,根据1980～1998年实测洪水资料,以花园口-高村河段为例,建立了洪水输沙用水的人工神经网络模型.在此基础上,以提高洪水输沙用水效率为目标,根据控制原理对洪水输沙过程调控进行了模拟与仿真.根据洪水输沙的实际情况,系统设计中采用了开环控制和反馈控制两种不同的控制结构.开环控制系统中,对不同含沙量条件下洪水平均流量对输沙用水量的控制过程做了数值模拟;结果表明该河段流量对输沙用水量的调控作用明显受到含沙量的影响,当含沙量小于20kg/m3时,流量对输沙用水量减小有很好的调控作用.反馈控制系统中,对给定控制目标下河段入口断面含沙量和流量对输沙用水量的调节过程分别进行了仿真;结果表明如果设定合理的控制目标,花园口-高村河段洪水输沙过程可通过入口断面的含沙量和流量进行调控.最后,根据上述方法,对黄河下游其他河段洪水输沙进行了模拟与仿真.根据综合分析,黄河下游花园口以下河段水流含沙量为20 kg/m3时,适宜的调控流量范围是2390～2900 m3/s.     

共线平动点附近小推力轨道转移中的微分修正技术

针对三体问题中共线平动点附近的小推力轨道转移问题,提出了一种新的间接法求解方法.首先,根据最优控制理论推导了推力幅值和方向角的最优控制律,得出协态变量初值是转移轨道唯一决定因素,据此将轨道转移问题转化为两点边值问题;然后,将状态变量和协态变量整合形成增广系统,利用微分修正原理设计了一种新的两点边值问题求解器.同时,引入...     

内编队中残余气体对内卫星的干扰分析和计算

在内编队系统中,内卫星在外卫星的封闭腔体内自由飞行,其轨道是纯引力轨道.由于腔体内温度的不均匀和内卫星与腔体的相对运动,腔体内的残余气体对内卫星产生干扰作用.本文基于自由分子流理论推导了残余气体分子对内卫星的干扰作用表达式,包含了辐射计效应、气体阻尼作用.同时,对腔体和内卫星构成的系统进行传热分析,得到了腔体内壁和内卫星表面的温度分布;对内编队保持控制进行仿真,得到了内卫星的相对运动速度.根据较为真实的温度分布和相对运动速度,计算了内卫星受到的残余气体作用力.计算结果表明,在内编队当前设计下,辐射计效应量级为1011ms2,气体阻尼量级为1015ms2,残余气体的干扰作用主要表现为辐射计效应.     

轨道预报的一种乘法保辛摄动方法

为了准确预报人造卫星的轨道,需要考虑复杂的动力学模型,并使用数值方法进行求解.虽然Runge-Kutta法和Adams-Cowell法等数值积分方法在轨道预报中已经取得了预期的效果,但是一般不考虑保辛,忽视了系统的固有特性.本文提出适用于轨道预报的乘法保辛摄动方法,将描述卫星运动的Hamilton正则方程分解为二体问题和摄动部分.二体问题采用解析解,摄动部分用区段矩阵近似求解.由于二体问题的状态转移矩阵必然为辛矩阵,故此过程保辛.本文考虑的摄动因素有地球非球形引力、日月引力、太阳光压和潮汐摄动,选取GPS卫星做数值仿真,以GPS卫星精密星历为参照得到轨道预报误差,并与Runge-Kutta法和Adams-Cowell法进行对比.结果表明:对PRN01号GPS卫星和PRN02号GPS卫星进行3 d的轨道预报,本文算法的误差分别为4.56和10.10 m,精度与Runge-Kutta法和Adams-Cowell法一致,而Runge-Kutta法与Adams-Cowell法的计算耗时分别是本文算法的237.7%与71.3%,因此本文算法效率明显高于Runge-Kutta法,但比Adams-Cowell法稍低.     

特定区域密集观测的低轨卫星星座最优设计方法

利用较少数目低轨卫星构建星座实现对特定区域的密集观测任务是2016年第8届中国力学学会全国空间轨道设计竞赛乙组题目的主要内容.本文描述了中国科学院空间应用工程与技术中心的设计方法与结果(该设计结果获得本届竞赛一等奖).针对地面特定区域内225个目标点重访周期小于1 h的观测需求,采用了基于多条共星下点轨迹构建卫星星座的设计方法,旨在使得所需要的低轨卫星颗数最少.星座设计方法包括建立"圆形回归轨道-目标点"数据库、全局搜索可观测所有目标点的圆形回归轨道以及共星下点轨迹卫星星座轨道参数求解等3个主要步骤.设计结果验证了该方法在求解较少卫星颗数、地面特定区域多目标点密集观测问题的有效性.该设计方法有望拓展为低轨卫星星座设计的一类通用方法.     

变推力液体火箭发动机综述

随着人类探索太空活动的逐年增加,发展变推力推进技术的重要性愈发明显.本文综述了变推力火箭发动机国内外的发展现状与趋势,分解了发展变推力火箭发动机的关键技术,最后提出适合我国国情的变推力液体火箭发动机技术的发展设想.     

输入输出通道有干扰的MRAC系统的变结构控制

对具有未建模动态及输入输出通道上存在干扰的MRAC系统,仅应用系统的输入输出量测数据给出了一种变结构模型参考自适应控制(VS-MRAC)设计机制. 系统的已建模部分阶的上界是未知的且有大于1的相对阶. 通过引入辅助信号和带有记忆功能的正规化信号,以及适当选择控制器参数,该变结构控制器能保证闭环系统的全局稳定性,且跟踪误差能够任意小.