For the hypersonic vehicle nonlinear attitude mode in reentry process with a strong coupling, aerodynamic parameter perturbations and non-deterministic, combine extended state observer and nonlinear law state error feedback, design the hypersonic vehicle MIMO-ESO ADRC attitude controller. Put interference such as uncertainty, coupling and parameter perturbations as “the sum of interference” ,use the extended state observer to estimate and dynamic feedback compensation, use nonlinear law state error feedback to inhibit residual of compensation. ADRC controller is charged without a precise model of vehicle , and without precise perturbation boundaries of aerodynamic parameters.Simulation results show that the MIMO-ESO ADRC attitude controller can overcome the impact of large-scale perturbations of interference and aerodynamic parameters, have good dynamic qualities and tracking capabilities, also have strong robustness.
某保温箱顶盖系统由电动缸进行驱动,根据电动缸同步控制精度的指标要求,进行了控制系统与经典PID控制算法设计.针对电动缸位置同步控制精度易受转速变化影响的问题,进一步设计了模糊PID控制算法对位置环控制器进行改进.对比两种算法的试验数据可以发现,模糊PID控制器有效改善了电动缸的同步控制精度,能够满足控制要求.
针对高速飞行器强调气动、超燃冲压发动机一体化设计的问题,建立了基于径向基函数的气动和动力代理模型,应用NSGA-多目标优化方法对学科代理模型进行寻优搜索,获得了Pareto最优解集.与真实模型优化结果比较表明,基于代理模型的设计优化能够获得较好的优化结果,同时使计算成本大幅降低.
针对运载火箭加注系统特点及需求,提出了基于无线传感器技术的加注连接器活门打开动作及火箭贮箱液位信号的传输采集系统设计方案并完成应用及验证.该系统针对现场可能存在的多径效应和突发干扰问题采用双频通信模式的数据传输链路,拓宽现有通信系统的频段和模式,有效提高时变信道的传输可靠性及空间频分复用率.无线传感网络技术的应用有效解决了地面加注控制系统大量的现场电缆铺设工作,具有小型化、便携性的优点,极大地提高了火箭加注测试的效率.
为研究不同加热温度对7A09-T6态铝合金型材性能的影响,在25～350℃温度范围内,对7A09-T6态铝合金型材进行热拉伸试验,采用Gleeble1500D热模拟试验机和扫描电镜SEM等手段研究不同加热温度条件下的7A09-T6态铝合金力学性能变化规律,以及经历不同加热温度后冷却至室温对材料的力学性能和微观组织的影响.结果表明:随着加热温度升高,屈服和抗拉强度降低,而断裂延伸率则不断增加,当加热温度升高到250℃时,断裂延伸率增加至22.5%,约为室温条件下断裂延伸率的2.05倍.当加热温度不高于200℃时,冷却至室温后材料的力学性能与没有加热的7A09-T6力学性能值相当,当加热温度高于200℃后,冷却至室温后材料的屈服强度和抗拉强度随着加热温度的升高而降低,延伸率随加热温度升高而稍有增大;温度达到350℃时,出现亚晶,说明存在回复再结晶.这也说明了200℃以下,保温时间和加热速率对热态下的力学性能影响不大的原因.
针对航天飞行器高空高速飞行面临的黏性干扰问题,以尖楔外形和典型后缘舵航天飞行器为研究对象,采用计算流体力学手段,开展高度(雷诺数)、壁温(壁温比)对壁面边界层流动的影响研究,获得黏性干扰流场结构变化及影响规律.结果表明:随着高度、壁温增大,黏性干扰效应增强,边界层逐渐增厚,机翼对空气舵的干扰影响增强,可造成航天飞行器空气舵表面压强降低,舵效显著减小.
针对跨介质飞行器入水冲击过程中流固耦合问题,研究不同速度对飞行器载荷和姿态的影响,基于LS-DYNA软件,采用任意拉格朗日-欧拉算法对速度在40～120 m/s的飞行器入水模型进行数值模拟,获取模型入水过程中的冲击过载和姿态变化,并通过试验验证.结果表明,冲击过载峰值随着速度增大而增大,且脉冲宽度越窄;角速度和俯仰角的变化斜率呈现先增大再减小的趋势.研究结果可为飞行器入水特性的理论和试验研究以及工程化应用提供参考.
发动机在真空环境下工作产生羽流,羽流撞击在飞行器表面产生额外的气动力,会改变飞行器在轨速度和姿态.介绍一种羽流力-推力对冲方法,通过发动机喷口角度优化,使得羽流力、推力分量大小相等、方向相反进而消除发动机工作羽流对飞行器的影响.采用跨流域耦合的NS-DSMC仿真方法优化喷口下偏角、外偏角角度;采用真空冷喷试验验证NS-DSMC仿真方法的精度;采用真空罐模拟发动机工作环境,进行发动机羽流测力试验,测量喷口角度优化后平板上的合力,验证羽流力-推力对冲方法的可行性.
为提高新一代运载火箭用火工品质量及其可靠性,提出了通过技术要求分析、设计分析以及故障树分析3条途径获得新一代运载火箭用火工品关重特性的识别方法,并提出了具体控制要求,以爆炸螺栓的关重特性识别为实例,验证了该方法要求的有效性、实用性.
针对飞行器气动设计流场结构分析需求,提出了一种基于卷积神经网络的流场结构自动检测的方法.该方法充分利用神经网络对非线性系统隐藏特征的提取能力,通过学习高维度流场结构特征建立的网络可从CFD流场仿真结果中自主检测气动设计关心的流场结构.该方法采用监督学习和交叉验证方法对网络进行训练和验证,同时采用金字塔结构方法对待检测流场进行预处理,解决了结构检测尺度不匹配的问题并提高了检测正确率.以二维涡检测为例对方法进行了验证,最终识别了大部分区域的涡结构,结果表明该方法是有效的.该方法可进一步应用于三维分离涡、激波边界层干扰等复杂流场结构检测.
随着新一代运载火箭的发展,在运载火箭的发射测试过程中,活动发射平台的在线故障诊断需求越来越明确,并已逐渐成为未来的主要发展方向.由于活动发射平台本身的复杂性和多专业耦合的因素,其故障机理和征兆域十分复杂.鉴于此点,提出一种将基于D-S证据理论和BP(Back Propagation)神经网络的故障诊断方法应用于活动发射平台的故障诊断方法,摆脱了过去完全依赖经验进行征兆域分析的弊端,使不确定信息表达和处理更有效,使故障诊断更准确、客观.
固体火箭发动机装药表面出现裂纹会影响发动机的工作性能.为研究存在装药缺陷的固体火箭发动机点火过程中出现的装药结构完整性问题,利用流固耦合计算方法,以流体域与固体域交叉耦合迭代的模式,对含裂纹固体火箭发动机点火冲击过程进行仿真研究.仿真结果表明,在燃气进入裂纹腔后,造成裂纹内压强迅速升高,压强波与裂纹末端碰撞后形成反射波,反射波造成裂纹内更高的压强分布,在气体压强的作用下裂纹发生变形,并计算得到了裂纹处节点位移及应力的分布情况.裂纹变形与裂纹腔内燃气存在相互作用过程,分析认为该作用过程可能是导致含裂纹装药出现结构破坏的重要影响因素,为装药裂纹扩展问题计算提供了模型支撑.
为了获得扰流片参数对推力矢量特性的影响,研究了圆弧凸形扰流片对发动机喷管性能的影响,采用数值方法探讨了扰流片与喷管出口截面之间安装间距、面积堵塞比对推力矢量特性及发动机喷管流场的影响.结果表明:扰流片安装间距增大将导致泄漏流体增多,降低了发动机喷管的推力、总侧向力;在扰流片面积增加的过程中,初期面积堵塞比的增加将导致喷管推力下降,总侧向力得到提升,当继续增加面积堵塞比,喷管推力和总侧向力骤降.此外,增加安装间距对喷管扩张段的马赫数基本没有影响,而增加面积阻塞比使得马赫数的下降位置提前,甚至促使斜激波发展为弓形激波.
针对强干扰环境,在采用窄波束固定安装的通信模块执行任务的过程中,采用一种无人机集群分层通信与连通性判断的方法,通过上下层无人机两两之间的通信关系,确定无人机集群的连通性.局部信息在集群中多次中转实现整体的信息共享,为绕飞搜索、队形保持、防止碰撞等措施的实现提供信息支持,是执行高风险、高难度复杂任务的一种高可靠、低成本的方案.
为解决某单组元推力器在试车试验过程中出现室压偏低的问题,通过运用Fluent软件仿真分析与试验验证的方法,分析出某电磁阀入口安装的节流孔板与过滤网之间的间隙会影响电磁阀流阻,从而影响单组元推力器室压.研究表明:将电磁阀节流孔板与过滤网之间的间隙增大能够有效地解决单组元推力器室压降低的问题,具有实用性.同时也为其他推力器的设计与试验提供了有益的借鉴.
运载火箭通常采用捷联惯组测量视加速度和角速度,通过导航系统计算火箭的速度、位置和姿态,用于制导和控制.为了确保重型运载火箭控制系统导航信息的高可靠性,提出了一种基于双十表光学捷联惯组的主从冗余信息管理方法及信息重构技术.该方法可对双五表陀螺仪与双五表加速度计配置下的主从惯组冗余信息进行故障判别和隔离,利用有效测量信息进行冗余信息重构,再依据寻优的设计原则完成冗余信息的选用.对于飞行过程中惯组的同类单表发生三度以下故障的情况,利用该方法可通过系统级冗余实现火箭控制系统高精度可靠工作,确保完成发射任务.
针对三冗余机电静压伺服系统的研制需求,设计了基于双核全可编程片上系统(All Programmable System on Chip,APSoC)技术的多总线三冗余伺服控制驱动器.通过数字总线实现子控制驱动模块之间信息共享,采用IP核技术实现硬件加速、多电机高速并行控制;通过试验验证多电机控制的同步性能和测量细节全还原技术;采用多种温度、压力传感器、过流保护电路等构建伺服系统健康网络体系,结合余度表决和故障切除逻辑搭建了三冗余控制驱动平台,对多任务的不同实时性需求分配任务等级,双核协同工作,研制的产品实物通过了系统验证.
薄壁结构是飞行器大面积热防护结构、控制面等的主要组成部件,对热噪声载荷非常敏感,易发生热变形、非线性动态响应、热噪声疲劳失效等问题,严重威胁着飞行器的结构完整性和安全性.基于研制的热噪声试验装置的设计机理,形成了薄壁结构热噪声设计的验证试验流程.针对典型C/SiC矩形平板试验件,先后开展了热屈曲、热模态、热噪声等试验,对试验件进行无损检测,最终获得不同条件下试验件的模态参数、动态响应规律和失效模式等,可为高速飞行器热防护结构设计和试验计划提供技术支撑.
当前航天产品系统复杂、技术难度大、质量要求高、研制进度要求急,现有的研制模式和管理方式已不能完全满足任务要求,如何高质量、高效率和高效益完成研制任务,成为摆在广大设计师面前的难题.基于复杂航天产品的研制特点,将系统工程、项目管理和流程管理方法相结合,提出新时期以流程为主线的航天产品研制方法论,初步形成基于要素的体系化、结构化的航天产品研制流程体系构建方法,为实现航天产品研制模式和管理方式转型升级奠定基础.
针对高速飞行器长航时会面临非烧蚀型大面积热防护的问题,以SiC气凝胶作为隔热层的轻质防隔热一体化结构,考虑隔热材料热导率的温度相关性,建立瞬态传热模型.采用有限差分法中的Crank-Nicolson方法,计算并讨论了不同条件下结构的隔热性能,并与隔热层为陶瓷纤维隔热毡的结构进行对比,分析了SiC气凝胶在结构中的隔热特性及优势.进而对SiC气凝胶的厚度尺寸进行优化,求解在满足约束条件下SiC气凝胶的最小厚度.结果表明使用SiC气凝胶的热防护结构,在相同结构厚度下隔热能力提升约40%,在隔热效果相同时厚度降低约65%.通过与有限元分析软件的对比,证明了厚度优化设计的数值解法的准确性.
