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[硕士论文] 林博宇
航空宇航科学技术 哈尔滨工业大学 2015(学位年度)
摘要:在人类的深空探测任务中,火星探测由于具有较大的科学意义,是目前研究的重要内容之一。为了取得更有价值的科学数据,在具有丰富地貌的复杂区域进行精确着陆并采样返回地球研究是火星探测任务的发展趋势。根据目前已经实施的着陆任务来看,其着陆精度均未达到精确着陆的精度要求。而导航系统作为着陆器控制系统的“眼睛”,其精度对着陆器最终的着陆精度具有关键性的作用。因此,有必要研究改进导航系统以提高着陆精度。本文以火星探测任务的动力下降段和最终着陆段为背景,根据两段任务的特点设计导航方案,并对导航精度的相关影响因素通过数学仿真加以分析验证。同时,针对动力下降段特征点选择问题进行了研究。
  本文首先研究了基于已知位置特征的动力下降段自主导航方法。在假设特征位置已经获得的基础上,研究融合惯性视觉导航信息的方法用以估计着陆器状态。给出了动力下降段常用的坐标系的定义并建立了动力下降段着陆器在火星固联坐标系下的动力学模型和测量模型;考虑到系统的非线性特点,根据扩展的卡尔曼滤波算法设计了滤波器融合惯性测量单元的测量信息及特征点位置信息估计出着陆器的状态信息;通过数学仿真分析了各种因素对导航精度的影响。其次研究了基于信息熵的动力下降段特征选择方法。介绍了熵的概念;根据信息论的发展介绍了信息熵的定义以及其随机变量不确定性的关系;将信息熵理论结合之前所建立的动力下降段导航滤波估计器建立基于信息熵的动力下降段特征点选择方法;通过数学仿真分析验证算法的有效性。最后研究了多信息融合的最终着陆段自主导航方法。建立了最终着陆段的动力学模型;根据导航任务的特点提出了一种融合激光测距仪、导航相机和惯性元件观测信息的自主导航方案;利用EKF滤波算法设计了导航滤波器;通过数学仿真分析了各种因素对导航精度的影响。
[博士论文] 刘延芳
航空宇航科学技术 哈尔滨工业大学 2014(学位年度)
摘要:拦截导弹是导弹防御系统的核心子系统,高精度寻的制导技术是拦截导弹实现对目标成功拦截的关键技术之一。提高拦截导弹成功拦截目标概率的途径主要有两种:(1)改进拦截导弹的导航、制导和控制系统,从而提高拦截导弹的单发命中概率;(2)采用多枚拦截导弹拦截单个目标,提高对目标的毁伤几率。本文以改进拦截导弹末制导精度、提高成功拦截目标概率为主线,结合微分对策理论,系统研究了拦截导弹末段寻的制导策略,主要对拦截导弹末段飞行速度及最大过载的时变特性、弹目几何关系的非线性、自动驾驶仪的高阶动力学、复合控制拦截导弹的直接力系统等对制导性能的影响进行了研究分析,同时对两枚拦截导弹协同拦截单个目标的问题进行了初步研究。本文主要的研究内容和取得的成果如下:
  边界型微分对策制导律通过类似“棒–棒”策略实现了较大的捕获区,但对能量消耗较大;二次型微分对策制导律消耗能量最小,但由于初始时制导增益较小,其实现的捕获区也较小。结合两种制导律各自的特点,本文提出了边界二次型微分对策制导律,融合了边界型微分对策制导律大捕获区和二次型微分对策制导律能量消耗小的优点。
  分析了拦截导弹在大气层内铅垂平面对目标进行拦截时,速度和最大过载的时变特性,在此基础上建立了时变微分对策制导律,并基于对策空间分解,研究了线性型和阶跃型加速度边界的时变特性对制导性能的影响,理论分析得到拦截导弹在趋近于目标碰撞时需要更大的侧向过载。仿真分析验证了理论结论,并表明时变微分对策制导律具有很好的鲁棒性。
  针对末段拦截时弹目几何关系的非线性,建立了非线性微分对策制导律和零脱靶量拦截条件,并基于此,对在迎击、阻击和追击三种不同的初始拦截几何关系下实现成功拦截的容许初始航向误差进行了数值分析研究,结果显示减小相对速度有利于降低中制导和末制导的交接班条件,而拦截导弹具有速度优势时,从侧面攻击目标可以容许较大的初始航向误差。
  通过假设拦截导弹的侧向加速度响应具有二阶动力学特性,建立了二阶边界型微分对策制导律。基于对策解进行了对策空间分解,获得了一种具有三个奇异区的新型对策空间结构,并建立了具有多个奇异区的对策空间结构存在的一般条件。在对策解和对策空间分解的基础上建立了奇异区和捕获区的存在条件,理论结果给出提高拦截导弹末制导性能的三种途径:提高拦截导弹的过载能力、增加拦截导弹自动驾驶仪带宽和在允许范围内减小拦截导弹自动驾驶仪的阻尼比。通过仿真研究验证了理论结果的正确性和该制导律性能的优越性。
  针对采用气动力和直接力复合控制的拦截导弹,提出了复合控制微分对策制导律,从制导系统层面实现对过载指令在直接力通道和气动力通道之间的分配。同时,建立了复合控制拦截导弹捕获区存在的条件,并在此基础上研究分析了过载型和力矩型两种直接力系统的推力大小和燃料约束对制导性能的影响,给出了直接力系统的最小燃料需求。通过仿真研究验证了理论结果的正确性。
  对于两枚拦截导弹拦截单个目标的问题,提出了信息共享模式下的双视线测量相对导航算法,并建立了状态估计增强协同制导律用于改善双视线测量相对导航系统的状态估计精度,仿真研究验证了导航算法和协同制导律的有效性。对于低敏捷拦截导弹拦截高敏捷目标问题,采用扩展的边界型微分对策模型,提出了基于对策空间分解的协同制导策略,理论结果显示在协同模式下,奇异区增加,脱靶量明显减小。同时,对于一般的协同拦截问题,建立了协同线性二次型微分对策制导律,基于信息协同条件下的仿真分析验证了该制导律的优越性。
  本文的研究考虑了多种不同情况下制导律设计问题和拦截导弹参数对制导性能的影响,涉及导航滤波算法、制导律设计、捕获区分析等问题,并对协同拦截问题进行初步探索,从不同方面为提高拦截导弹末制导精度提出了多种解决思路,具有一定的理论意义。
[硕士论文] 刘萌
航空宇航科学技术 哈尔滨工业大学 2015(学位年度)
摘要:随着航空航天科技的发展,统计能量分析方法(Statistical Energy Analysis,简称SEA)作为解决复杂高频声振动力学问题的有效工具,一直受到国内外学者的重视并不断深入研究。统计能量分析的环境预示,核心就是得到内损耗因子,耦合损耗因子和模态密度这三个SEA参数,目前除了一些简单结构可以利用理论或者半经验公式得到其SEA参数外,多数待研究对象需要实验进行辨识。本文即是对实验辨识SEA参数的半稳态状态空间模型进行分析,确定了模态数矩阵选取标准,在最小实现的基础上,提出了采用直接重构法得到系统SEA参数的新方法,并分析了较小值耦合损耗因子无法有效辨识的原因,对输入不完备情况下的SEA参数辨识进行了一定的研究。
  在理论方面,主要研究了状态空间模型的SEA参数辨识方法。首先分析研究了特征系统实现算法及其改进算法,包括数据互相关技术降噪和引入状态观测器拓宽输入激励条件,根据SEA参数构造的特点指出其在SEA参数辨识的限制条件;然后对考虑到输入噪声和输出噪声的状态空间方程,利用子空间方法进行分析,仿照广义可观测类子空间方法的推导思路得到其最小实现,使理论实际更符合;再在上述方法得到最小实现的基础上,推导了直接重构法构造SEA参数的公式,并对模态数的选取进行了仿真研究,确定了选用标准。提出了利用模态数结合直接重构算法对输入不完备情况下的SEA参数进行辨识的方法。
  在仿真验证方面,主要通过对垂直连接板、七子系统的火箭模型局部结构以及十子系统的简易卫星模型结构进行仿真分析研究,验证了模态数选取标准以及直接重构法的正确性,且辨识效果比模型修正算法要好。结合上述最小实现方法对卫星模型仿真对比,指出了小值耦合损耗因子无法有效辨识的原因是其本身对系统响应能量的贡献较低。并进一步指出,除非测量设备精度非常高,信号信噪比也较高,否则基于状态空间模型的系统实现方法无法有效辨识得到小值耦合损耗因子。
[博士论文] 范於菟
航空宇航科学技术 西北工业大学 2014(学位年度)
摘要:目的:为寻找新型、有效、安全的抗疲劳候选化合物,本课题以AMPA受体为作用靶点,设计、合成一系列新型苯甲酰胺类 AMPA受体调节剂。对目标化合物进行理化性质研究及分子对接研究。通过药理活性筛选,优选出具有显著抗疲劳活性的候选化合物,并对候选化合物进行初步药代动力学和急性毒性评价,为开发具有自主知识产权的抗疲劳新药提供实验依据。
  方法:设计的化合物以苯甲酰胺为结构母核,由芳环含氮杂环通过酰胺键连接而成。芳环和含氮杂环上分别引入不同取代基,重点考察芳环3,4-位连亚甲二氧基,芳环上不同位置、数目的甲氧基,以及不同含氮杂环对活性的影响。
  采用的合成路线为活化酯法,以三氟乙酸N-琥珀酰亚胺酯为活化试剂不同取代芳酸反应,制备含不同取代基的苯甲酸琥珀酰亚胺酯中间体,再相应含氮杂环缩合制备目标化合物;采用乙醇扩散法,培养化合物单晶体;采用AutoDock4.0程序对得到单晶衍射数据的化合物A2和D2进行分子对接研究,考察化合物AMPA受体的结合能力和结合模式;采用HPLC法测定各目标化合物的纯度及表观脂水分配系数(Log P)值。
  采用小鼠负重游泳和睡眠剥夺实验模型,以莫达非尼和咖啡因为阳性对照药,对目标化合物的抗疲劳活性进行筛选。灌胃给予各化合物,各化合物给药剂量为0.2 mmol/kg,连续给药7天后,进行负重游泳实验和睡眠剥夺实验,分别记录小鼠负重游泳时间和睡眠剥夺时间。采用全自动生化分析仪检测游泳后小鼠组织糖原含量及血清中乳酸、尿氮素、超氧化物歧化酶、谷胱甘肽过氧化物酶、过氧化氢酶、乳酸脱氢酶、肌酸激酶等疲劳相关血生化指标;采用放射性配体受体结合实验,测定目标化合物 AMPA受体的亲和力。
  对优选出具有显著抗疲劳活性的化合物 A2,进行初步药代动力学评价,考察半衰期及生物利用度等药代动力学参数;采用急性毒性试验初步观察化合物的毒性反应,计算半数致死量(LD50)值。
  结果:本论文合成了四个系列的苯甲酰胺类19个目标化合物,4个苯甲酸琥珀酰亚胺酯中间体及阳性对照药莫达非尼,共计24个化合物。所有化合物结构经核磁氢谱(1H NMR)、质谱(MS)、红外光谱(IR)及元素分析确证无误。经化学文摘(CA)网络版SciFinder数据库检索,反应路线、中间体及目标化合物除莫达非尼和A1外均未见相关报道;另得到化合物A、A1、A2和D2的单晶体,经X-ray单晶衍射分析,解析出晶体结构;分子对接结果显示A2和D2AMPA受体具有较强的结合能力。
  测得各个目标化合物的纯度均在98%以上,符合动物实验要求,可用于药理学实验;测得目标化合物的Log P值在0.91到2.24之间,表明化合物脂水分配系数较为合适。
  各化合物在实验给药期间,对小鼠体重均无影响。小鼠负重游泳实验结果显示,化合物 A2、C2、A1、D1可显著延长小鼠力竭游泳时间,提高运动耐力。小鼠睡眠剥夺实验结果显示,化合物 A2、A1、C3、C1、D1可显著延长小鼠睡眠剥夺时间,表明以上化合物具有显著的抗疲劳活性。游泳后小鼠组织糖原及血生化指标检测结果显示,化合物A2、C2、A1对小鼠运动疲劳后糖原含量的降低具有显著的抑制作用,表明它们可通过降低糖原的消耗从而发挥抗疲劳效果。化合物A2、A1、C2对运动疲劳后小鼠血清中乳酸及尿氮素的升高具有显著的抑制作用,表明它们可通过降低疲劳代谢产物的堆积从而缓解疲劳,其中化合物A2抗疲劳效果最为显著;放射性配体受体结合实验结果显示,化合物A2AMPA受体的解离常数(Kd)值为2.1106 nmol/L,表明其AMPA受体具有较高的亲和力。
  大鼠灌胃、静脉注射给药A2后,测定相应时间点血药浓度,经计算得半衰期分别为81.34 min和82.57 min,生物利用度为30.8%;小鼠单次灌胃及静脉注射给予A2,给药剂量范围内均未见明显毒性反应,灌胃给药的LD50值为1.3306 g/kg,静脉给药的LD50值为0.6066 g/kg,表明化合物A2的毒性较低。
  结论:本课题以AMPA受体为作用靶点,设计合成了四个系列的苯甲酰胺类AMPA受体调节剂,共计24个化合物。化合物结构经1H NMR、MS、IR及元素分析表征确证无误。经SciFinder数据库检索,其中22个为结构新颖尚未见报道的化合物。测得各目标化合物的纯度均在98%以上,测得各目标化合物的Log P值在0.91到2.24之间,表明化合物纯度达到要求、表观脂水分配系数较为合适。药效筛选结果表明化合物 A2、C2、A1、D1具有显著的抗疲劳活性,其中化合物A2抗疲劳效果最为显著,且AMPA受体的亲和力较强。候选化合物A2的药代动力学和急性毒性评价结果表明,其半衰期较合适、生物利用度较理想、毒性较低。以上研究可为抗疲劳新药的研究提供实验依据。
[博士论文] 刘建霞
航空宇航科学技术 国防科学技术大学 2013(学位年度)
摘要:乘波构型在高超声速条件下具备较传统布局更优的气动性能,已成为高超声速飞行器的重要候选布局之一。但在实际应用过程中,乘波构型特有的尖锐边缘不仅在材料工艺上难以实现,而且面临极其苛刻的气动加热环境,边缘烧蚀现象难以避免,会导致飞行器外形参数发生改变。考虑到高超声速飞行器气动特性对外形参数极其敏感,其气动力和力矩特性将发生变化,进而导致飞行控制失效,造成应用任务失败。如何解决乘波构型优异的气动力性能尖锐边缘特征带来的防热、控制等问题之间的矛盾是高超声速飞行器实现的核心问题。
  钝化修形被认为是缓和高超声速飞行器气动加热的有效途径。然而,实施边缘钝化修形后,理想乘波构型周围流场中的附体激波被脱体激波代替,其在高超声速条件下的升阻比大幅下降,气动力性能优势可能丧失。针对这一现象,本文提出了“非一致边缘钝化”的设计概念,其基本思想是:结合高超声速飞行器表面受热非均匀的分布特征,在充分认识钝化三维效应及钝化尺度对乘波构型气动力/热性能综合影响规律的前提下,对边缘不同位置采用不同尺度进行钝化修形,使得设计构型在满足防热需求的同时,气动力性能损失大大降低。
  在该设计概念指导下,本文以采用跳跃滑翔弹道、乘波布局设计的高超声速滑翔飞行器为典型应用背景,围绕非一致边缘钝化乘波构型涉及的若干基础问题和关键技术展开深入研究。
  论文首先研究飞行特征和对象特点,针对高超声速滑翔飞行器建立三自由度动力学模型,分析其飞行性能对高升阻比气动布局的依赖特性,引出乘波构型设计问题;在圆锥激波流场基础上,引入粘性效应影响,采用多目标遗传算法,针对理想尖边缘乘波构型开展以升阻比、容积率、容积为目标的优化设计,为论文研究建立明确对象。
  第二部分,考虑到流场存在的小尺度、大曲率边缘几何特征及激波、边界层等复杂流动现象,进一步从稀薄效应、高温效应、粘性效应等出发,分析高超声速乘波构型气动环境特征;从流动控制方程、空间/时间离散格式、计算网格划分等关键技术出发,建立一套高效、高精度的数值分析方法;最后,通过经典算例对数值方法的有效性进行严格校核,为论文研究奠定方法基础。
  第三部分,通过对比分析容积、容积率、升力系数、阻力系数、升阻比、热流密度、辐射平衡温度等性能指标,分析了“增加材料”方法在钝化修形中更具优势;进一步围绕钝化及钝化尺度对一致边缘钝化乘波构型流场结构、气动力/热性能等的影响规律和影响机理进行分析;根据流动特征差异,对乘波构型进行典型物理分区;分别针对其驻点、边缘及两者之间的鼻区区域,开展周围流场及构型表面三维流动特征及影响机理的深入研究,建立乘波构型的椭球驻点模型,分析影响边缘受热的三大几何因素,构建鼻区热流密度驻点热流密度的相互关系,建立各区域受热形势预测的新方法,为非一致边缘钝化乘波构型的具体实施提供理论支撑。
  在此基础上,开展了非一致边缘钝化乘波构型的设计方法研究,建立了以当地后掠角作为边缘分区依据的具体思路;针对一致边缘和非一致边缘钝化的两类乘波构型,通过对比分析采用数值方法得到的三维流场结构、气动力/热性能及采用风洞试验获得的纹影图及测量数据,校核了各方法的预测精度,验证了理论分析建立的各预测模型、流动规律及影响机理,充分论证“非一致边缘钝化方法”在乘波构型总体设计中的可行性。
  最后,从应用角度出发,进一步围绕攻角、侧滑角等影响因素开展了钝边缘乘波构型气动力/热性能在非设计状态下的敏感性规律研究,并针对轨迹优化及控制系统设计提出了姿态约束的建议。
  本文针对高超声速乘波构型的“非一致边缘钝化”的相关研究,可为高超声速飞行器布局、热防护、轨迹、控制等设计提供参考,对推动高超声速飞行器工程应用和性能提升具有一定的借鉴意义。
[博士论文] 陈勇
航空宇航科学技术 国防科学技术大学 2013(学位年度)
摘要:管道流动中的声波传播行为研究在航天航空领域都具有广阔的应用前景。超声波流量计的响应速度快、不接触流体、无运动部件等优势可以提升航天器的推进剂在轨管理水平,监控在轨加注等空间任务实施。管道噪声的精确预测有效抑制可以提高航空发动机的工作性能,降低安全风险。本文对管道流动中声波传播过程的声场、流场以及温度场的多场耦合机理进行了深入的研究,建立了声波传播过程的多场耦合动力学模型,提出了基于Fourier-Bessel级数的求解方法。在此基础上,针对航天器的液体推进剂流量测量问题,提出了基于侧音技术的连续波流量测量方法,分析了超声波的流量测量性能;针对航空发动机管道噪声预测抑制问题,详细讨论了发动机管路内噪声传播的动力学行为。
  论文的理论研究工作包括:
  首先,为求解声波传播过程中多场耦合动力学方程,提出了一种基于Fourier-Bessel级数的数学求解新思路。假设声波传播引起的流体扰动量在物理上有界且可积,可以利用Lebesgue空间中正交完备的Fourier-Bessel级数对扰动量进行形式化描述。通过 Bessel函数特性,复杂的声波传播微分动力学方程组可以简化为齐次线性代数方程组。利用矩阵理论中的齐次线性方程组非零解存在条件,代表声波传播速度以及衰减的轴向波数可以通过简单的数值迭代方法进行求解。所提方法不对微分动力学方程进行附加约束,可以求解复杂的声波传播问题。该方法首先应用于无粘流体中的声波传播问题,对比分析了声波传播相速度的变化特征。
  其次,探讨了粘性流体中的等熵声波传播行为。等熵声波假设虽然属于理想情况,然而在以液体为背景的应用中,该假设被广泛接受。根据质量动量守恒原理,推导了声波传播的动力学模型,得到了关于声波速度扰动的二元二次微分方程组,反映了声场流场的耦合作用。采用Fourier-Bessel级数理论,给出了声波传播波数的迭代求解方法,并在数值上验证了该方法的有效性。详细分析了各种因素对声波传播相速度以及衰减系数的影响,包括管道半径、声波频率、流场类型、流体粘性以及管壁声阻抗。在此过程中分析了声波模式的截止频率问题,并给出了解析解法。
  最后,分析了热粘性流体中的非等熵声波传播理论,即考虑声场、流场以及温度场的多场耦合机理。虽然基于液体的应用可以采用等熵声波假设,当流体介质为气体时,显著的导热需要考虑声波传播的非等熵性质。当轴向温度梯度存在时,非等熵传播特性更加突出。非等熵假设同时考虑了粘性耗散导热过程,可以更加准确地描述声波传播的物理机理。在非等熵假设下,需要考虑声场、流场以及温度场的耦合作用,数学推导包括质量、动量能量守恒。在轴对称线性声波假设下,声波传播的多场耦合动力学方程表现为关于声波速度以及温度扰动的三元二次微分方程组。基于Fourier-Bessel级数理论给出了相应的求解方法并数值验证了计算收敛性问题。以典型液体为介质,分析了等熵非等熵声波传播假设的区别,得到了低流速下两模型相似的结论;对比分析了轴向温度梯度对声波传播相速度以及衰减的影响。不同于粘性流体,热粘性流体中寻求声波模式截止频率的解析描述比较困难,本文针对该问题给出了数值解决方法。该方法也适用于无粘流体以及粘性流体中的声波传播行为。
  论文的应用研究工作包括:
  首先,提出了以侧音技术为基础的超声波流量测量理论,可应用于航天器液体推进剂的在轨实时测量。在传统的脉冲波测量体系中,超声波换能器工作的不一致性将导致系统测量误差。测量方法采用的平面简谐波理论没有考虑流体粘性以及导热行为,无法反映高阶声波模式的传播特性。根据声波传播理论提出了一种新的连续波流量测量方法。该方法采用侧音技术解决了连续波体系的整周期模糊现象,避免了超声波换能器频率的不一致导致的系统误差。采用锁相环技术实现了对传播相位差的高精度跟踪,保证了测量精度。
  其次,研究了以典型流体为介质的超声波流量测量方法的性能。在流量测量过程中,流体的物理参数(流体粘性导热系数)、流场分布、温度变化、声波频率、管道半径以及管壁声阻抗都会影响流量测量性能。基于理论研究成果,详细分析了前四阶声波模式所对应的流量测量误差,对比了三种流体模型在三种不同流场类型中的流量测量性能。参数化分析了管道半径、声波频率以及流体粘性导热系数对流量测量误差的影响,考虑了管壁声阻抗对测量性能的作用。此外分析了管道温度梯度对流量测量性能的影响。研究表明:随着流场平均马赫数的增加,流量测量性能的变化趋势表现复杂。流场剪切作用降低了流量测量精度,也改变了管壁声阻抗对流量测量的影响。声波频率以及管道半径加强了流场剪切作用的影响。流场的对流作用增加了流量测量误差,但变化规律较为简单。
  最后,基于热粘性流体中的声波传播理论,研究了以理想气体为介质的声波传播动力学行为。分析了不同管径下的声波传播相速度以及衰减系数的变化规律,对比了流场类型对声波传播行为的影响,讨论了不同声波频率下相速度衰减系数的变化趋势,深入探讨了声波模式的截止频率问题。研究成果已应用于航空发动机管道中噪声的预测抑制分析。
  本文以管道流动声波传播行为为研究对象,推导了一套较为完备的声场、流场以及温度场的多场耦合动力学模型,建立了以Fourier-Bessel级数为基础的声波传播多场耦合动力学方程的求解体系,并分别应用于航天器液体推进剂的流量测量以及航空发动机噪声预测抑制的研究。本文的研究成果也可以推广到工业生产过程的管道流动监控、交通运输工具的尾气处理系统、生命科学的血管流动等管道流动相关现象,具有广阔的工程应用价值。
[博士论文] 高显忠
航空宇航科学技术 国防科学技术大学 2014(学位年度)
摘要:利用临近空间稳定的大气环境和太阳能源实现超长航时升力飞行的太阳能飞行器是当前国际研究的热点和前沿领域之一。该飞行器具有可昼夜持续飞行、对地无遮挡覆盖范围大、工作状态稳定、应用成本较低、服务响应速度快等优点,在环境探测、区域通信、边境监控、灾害预警和监测、高分辨率对地观测等任务中具有广阔的应用前景。如何实现太阳能飞行器跨昼夜长期运行和在平流层高度稳定飞行是该领域面临的核心挑战。当前研究主要集中在关键技术水平如何快速发展、系统集成和飞行试验的经验如何积累上。受制于当前和可预期的技术发展水平,比照传统飞行器设计模式开发临近空间太阳能飞行器仍然是开发和应用的瓶颈和障碍。论文从制约临近空间太阳能飞行器性能的关键约束分析入手,提出了结合飞行过程的飞行器设计方法,重点引入基于重力势能储能和基于风梯度能量获取的创新思路,并分析其对飞行性能的影响特征和规律,期望结合临近空间环境特征推动临近空间太阳能飞行器的实现和应用。
  本研究主要内容包括:⑴开展了利用滑翔实现重力势能转换的最优路径研究。对临近空间跨昼夜飞行问题,最优重力势能滑翔轨迹问题可归纳为在满足动力学方程约束和气动参数约束基础上,飞行器下降单位高度的最长航时飞行航迹问题。提出了一种估计哈密顿方程中协状态变量方法,利用高斯伪谱方法求解该问题。研究了初始高度和速度对转化性能的影响,开展了0~30km高度内最长航时滑翔航迹的运动特征和航时特性分析。结果表明采用重力滑翔的方式可减少跨昼夜飞行所需携带的储能电池质量,有利于克服当前储能电池能源密度低的瓶颈问题。⑵建立了重力储能和势能获取策略,开展了飞行过程中能量规划方法的研究。在对太阳能飞行器推力和能量性质分析的基础上,对飞行器所需携带的储能电池质量飞行轨迹联合优化方法进行了研究。提出一种适用于太阳能飞行器重力势能储能的能量规划方法,并对重力势能储能储能电池储能的等价性问题进行了分析和讨论。仿真表明:采用所提的能量规划方法,在当前技术水平下,太阳能飞行器可实现16km以上高度的跨昼夜飞行。相比目前依靠储能电池的平飞巡航能量规划方法,所提方法在跨昼夜飞行过程中可减少大约23.5%的能量消耗。⑶对风梯度获取能量的运动特征进行了分析,建立了自主风梯度滑翔飞行的简化方法。在建立运动学模型的基础上,采用高斯伪谱方法对最优风梯度滑翔轨迹进行求解。根据最优风梯度滑翔的轨迹特征,提出基于特征描述的飞行器风梯度滑翔轨迹生成方法。将特征轨迹分为四段:逆风爬升段、高空转弯段、顺风下降段和低空转弯段。仿真表明:基于特征的描述方法所生成的风梯度滑翔轨迹可表征最优滑翔轨迹的变化,按照所规划航迹,可有效从风梯度中获取能量,并简化滑翔轨迹生成过程。⑷对风梯度能量获取过程的功率和效率进行了研究。对常值风梯度条件下的四种滑翔轨迹类型:弯曲型变高度轨迹,弯曲型变速度轨迹,椭圆型变高度轨迹,椭圆型变速度轨迹进行了研究,并对其能量转换过程进行了讨论。结果表明:在相同条件下,弯曲型风梯度滑翔的飞行周期普遍短于椭圆型风梯度滑翔轨迹。不同的风梯度滑翔类型所对应的能量获取效率不同,弯曲型滑翔轨迹能量获取效率高于椭圆型滑翔轨迹。对于弯曲型风梯度滑翔轨迹,从风梯度中获取的富余能量存储在动能中比存储在重力势能中有利,对于椭圆型动态风梯度滑翔轨迹则相反。⑸对临近空间太阳能飞行器综合利用重力势和风梯度进行了研究,分析了爬升和滑翔阶段风梯度对飞行器能量消耗的影响。对飞行器上升阶段所能达到的最大高度问题和飞行器在重力滑翔阶段所能支撑的最长滑翔时间问题分别进行讨论的基础上,分析了梯度风方向和大小对爬升和下降阶段的影响。仿真表明:当梯度风强度为0.05<β<0.1s-1时,在爬升阶段,从风梯度中所获取的能量能够补偿飞行器爬升过程中阻力所消耗能量的12%~25%;在滑翔阶段,可以补偿飞行器阻力所消耗能量的10%-20%。⑹本研究为太阳能飞行器利用重力势能储能和风梯度能量获取技术实现高空长航时飞行提供了基本设计思路和分析方法。可为拓展临近空间太阳能飞行器性能边界提供思路,为建立当前重点技术攻关方向提供参考,为创新总体设计提供技术支撑。
[硕士论文] 曹玉辉
航空宇航科学技术 国防科学技术大学 2013(学位年度)
摘要:空间碎片环境建模是一项复杂的、综合性的工程项目,是保障在轨航天器的安全运行,维护我国空间安全,保护空间环境必须研究的课题。本文结合历史轨道数据,对空间碎片环境建模中的关键技术问题进行了研究,并对观测数据的误差传播进行了分析。论文的主要研究成果如下:
  基于T-H方程研究了椭圆轨道初始误差传播。利用相对运动理论研究初始误差传播,将轨道预报误差看作空间目标预报位置相对真实位置的相对运动。基于T-H方程推导了同时适用于圆轨道和椭圆轨道的显式误差传播函数,得到了圆轨道和椭圆轨道上初始误差的传播规律。并对椭圆轨道近地点处误差传播的非高斯特性进行了分析修正。
  确定了等面积空域划分方案及空间单元编号规则和结构体设计。建立了等面积空域划分方法的数学模型,并结合论文中采用的划分方案对空间单元的编号规则进行了详细的说明,对用于存储空间单元信息的结构体进行了设计。
  研究了空间碎片的空间密度模型计算方法。在假设空间碎片的位置关于轨道高度、纬度及经度的分布独立的基础上,对空间密度函数进行了研究,得到了空间碎片在高度、纬度和经度上的停留概率函数,并根据工程应用对空间密度函数进行简化。对LEO区域和GEO区域的空间密度进行验证,得到了MASTER2005模型类似的结果。
  研究了空间碎片的碰撞流量模型计算方法。空间碎片的碰撞流量是目标轨道在一个运行周期内遭受到的空间碎片的碰撞统计,首先对一个空间单元内碰撞流量的计算方法进行了研究,然后扩展到整个目标轨道碰撞流量的计算。并对空间目标在当地水平面内的碰撞几何进行了分析,得到了在当地水平面内碰撞方位角的计算公式。对LEO区域的国际空间站和GEO区域的银河通信卫星受到的空间碎片碰撞流量进行了数值仿真。
  对空间碎片碰撞流量的应用进行了研究。基于T-H方程研究了空间碎片实际位置的散布情况,得到实际位置散布在以预报位置为中心的误差椭球内的结论,并对未来空间碎片瞬时分布进行短期预测,验证T-H方程用于轨道预报的可行性。详细分析了美俄卫星碰撞事件对LEO区域空间碎片环境的影响,验证了空间碎片环境模型的实用性。
[硕士论文] 张浩
航空宇航科学技术 国防科学技术大学 2013(学位年度)
摘要:文章以差动式增压推进系统为研究对象,依据模块化的建模思想,利用AMESim软件建立了差动增压系统各关键组件的仿真模型,分别对差动增压系统的组件进行了仿真研究,最后对差动增压推进系统进行了动态特性仿真研究,分析了影响其工作性能的因素。
  首先根据差动增压系统的组成将其划分为推进剂贮箱、供应管路、液体压力减压器、电磁阀门、燃气发生器活塞泵等组件,重点建立了液体减压器、电磁阀门活塞泵等基本组件的模型。
  其次利用AMESim软件的模型库建立了液体减压器、电磁阀门活塞泵的集中参数仿真模型;利用模块二次开发工具 AMESet建立了燃气发生器仿真模型。然后对搭建的模型进行动态特性仿真,分析不同因素对其动态特性的影响。
  然后由AMESim搭建活塞泵燃气发生器的联合仿真模型,并进行了仿真,所建立的仿真,重点研究了稳定工作和启动特性,结果表明模型能够较好地反映差动增压系统的工作过程。燃气发生器和活塞泵联合在稳定工作状态下,实现了差动原理使推进剂压力升高,并且通过两两活塞交替工作,同时蓄压器的调节作用,基本达到稳定。
  最后在前文的基础之上,建立了完整的基于活塞泵的差动增压推进系统。首先是对系统进行了动态特性仿真,分析了系统参数对其性能的影响,然后从活塞泵的结构参数入手,仿真分析了活塞泵不同结构参数对整个推进系统性能的影响。研究发现差动泵活塞行程是影响性能的关键参数,合适的活塞行程大小能够使发动机工作推力更加平稳。
[硕士论文] 武泽平
航空宇航科学技术 国防科学技术大学 2013(学位年度)
摘要:序列近似优化是飞行器优化设计的有效方法,是降低计算成本,提高计算效率的重要手段。序列近似优化成功否取决于代理模型的近似精度和加点准则的优劣。论文针对提高代理模型精度和加点准则性能两方面开展研究,对序列近似优化方法进行改进,并将其应用于大气层内助推滑翔导弹总体参数优化。本文研究工作及创新点如下:
  (1)鉴于智能优化方法以及基于代理模型的优化方法在复杂系统优化设计应用中存在问题,指出序列近似优化在解决此类问题时具有明显优势,即求解效率高且具有全局最优性。
  (2)通过对各种代理模型的调研和分析,选择径向基函数插值作为序列近似优化算法的代理模型,分析得到其形状参数对近似精度的影响规律。通过对形状参数物理意义的分析,提出一种基于采样点局部密度的表征方法,从而建立了一种形状参数的直接确定方法。通过典型算例测试,验证了方法的有效性。
  (3)通过对已有序列加点准则的研究对比,发现已有加点准则均通过构造一个单目标优化问题对下一采样点进行选择,不能兼顾寻优效率和代理模型近似精度。本文提出了一种基于多目标优化策略的序列加点方法。此方法同时具备全局和局部搜索能力,将性能不同的解区别对待,更有利于对最优解的预测和验证。
  (4)将改进的代理模型和加点准则应用于序列近似优化算法,提出一种序列近似优化流程。针对此算法流程,提出一种“二步收敛判定方法”来判断算法是否收敛,第一步:判定加入新采样点后代理模型是否得到更新;第二步:判定加入新采样点后代理模型近似能力是否得到提高。采用标准测试算例对改进的序列近似优化算法的有效性进行验证。
  (5)将序列近似优化方法用于大气层内助推滑翔导弹的总体参数优化,对气动、弹道、动力三个学科进行一体化优化,获得满意解,对算法有效性进行了进一步验证。
[硕士论文] 郝道亮
航空宇航科学技术 国防科学技术大学 2013(学位年度)
摘要:视线转率直接关系到大气层外拦截器的末制导精度,对于采用比例导引进行制导控制的拦截器而言至关重要。论文针对弹体振动情况下的目标视线转率估计问题,对弹体弹性振动、惯性视线重构策略、目标视线转率估计算法进行了研究。本研究主要内容包括:
  ⑴研究了弹体弹性振动的建模方法:根据大气层外拦截器的弹体结构,对其进行合理简化,建立了相应的有限元模型,并进行网格划分;基于弹体有限元模型进行了模态分析和瞬态响应分析,计算了弹体在直接侧向力冲击下的振动响应数据;基于有限元模型进行频域响应分析,建立了弹体振动的传递函数模型,并在时域验证了其有效性。
  ⑵研究了捷联导引头惯性视线重构策略:基于坐标变换给出了体视线角和惯性视线角之间的非线性映射关系;在考虑弹体弹性振动的情况下,研究了捷联导引头安装位置弹体姿态信息实时更新策略;利用弹体姿态信息,基于体视线和惯性视线的映射关系构造了惯性视线角、视线转率的解算方案。
  ⑶研究了目标视线转率的估计方法:引入虚拟观测量,建立了虚拟观测方程,研究了虚拟观测量协方差矩阵的计算方法;将目标惯性视线随时间变化曲线用分段三次样条函数描述,基于样条滤波研究了目标惯性视线转率估计算法;提出了基于交互式多模型算法框架的样条滤波,并分别在目标非机动情况、机动情况下对惯性视线转率进行估计。
  ⑷分析了视线转率估计过程中的主要误差因素:结合拦截器弹体瞬态响应分析的结果,分析了弹体振动对惯性视线解算的影响;在末制导段体视线角为小量的假设下推导了惯性视线解算过程中误差传播的近似计算公式,并基于Monte-Carlo抽样分析进行验证;基于均方误差下界评价视线转率估计算法性能,并分析了影响估值效果的主要因素。
[博士论文] 刘望
航空宇航科学技术 国防科学技术大学 2013(学位年度)
摘要:索网天线是航天任务发展中提出的一类新型大型挠性航天结构,对于高分辨率电子侦察、高质量卫星通信等空间任务具有十分重要的意义。该类天线结构具有质量轻、收纳率高、适应口径范围大等优点,是一种理想的星载可展开天线结构形式。然而,其形面精度是天线性能的主要影响因素。在天线的设计、制造和在轨飞行阶段,存在多种因素影响着天线的形面精度。由于这类天线结构具有形状内力相互耦合、位移应变呈非线性关系等特征,开展其形面误差特性分析是一项极具挑战的难题,目前国内外关于高精度网面构形确定理论和系统形面误差分析方法的相关资料尚不多见。本文针对未来空间任务对更大口径、更高精度索网天线的迫切需求,从理论分析、数值仿真和地面实验三个方面,系统地开展了星载大型索网天线结构网面构形理论、非线性动力学建模、形面误差分析等研究。本研究主要内容包括:
  ⑴研究了索网天线结构网面构形确定的基本理论问题,在此基础上提出了索网天线结构高精度网面构形确定方法。通过全面分析影响索网结构最终网面构形的各种因素,如网面几何拓扑形式、边界连接条件和网面构形确定准则等,构建了复杂索网结构网面设计构形确定的理论基础。将竖向张力索的张力等价为外力,提出了索网天线结构网面构形确定的基本方法;在此基础上,考虑环形支撑桁架结构的挠性特征,提出了计及桁架变形影响的精确网面构形确定方法;进一步以天线整体结构为对象,提出了适用于主焦和偏置抛物面天线的高精度整体构形确定方法。针对所提出的循环对称法、拓扑映射法等网面构形确定新方法,开展了相应的数值仿真分析。结果表明:循环对称法适合于生成任意多边形分块的网面构形;拓扑映射法适合于生成不同网格密度的三角形分块网面构形;而计及桁架变形影响的精确网面构形确定方法适合于高工作频段索网天线的网面构形生成。
  ⑵研究了索网天线整体结构的非线性动力学建模问题。采用几何非线性有限元方法,分别推导了含内张力绳索和含内压力桁架杆的非线性单元模型,较好地考虑了结构内力对刚度矩阵的影响。按照从单元到部件、再从部件到系统的建模思路,建立了含内力的大型索网天线结构的几何非线性动力学模型。分析了索网天线结构的动力学特性及其影响因素。结果表明:提高网面内张力可使天线结构刚度增大,固有频率提高;而考虑桁架结构中内压力的影响后,天线结构的整体频率有所降低。
  ⑶研究了索网天线结构的形面误差分析方法问题。针对绳索变化引起的天线形面误差问题,提出了张紧索网模型和张紧桁架模型两种计算模型。其中,张紧索网模型考虑了绳长变化引起的网面内张力变化,具有较高的计算精度;而张紧桁架模型相对简单,具有更高的求解效率。针对在轨飞行条件引起的网面变形问题,提出了两种变形预测方法,包括基于有限元模型的迭代方法和基于整体切线刚度模型的迭代方法。研究表明:基于有限元模型的迭代方法能够准确地预测多种空间载荷作用下天线整体结构的变形,但计算过程较为复杂;而基于整体切线刚度模型的迭代方法无需进行有限元组集,求解过程相对容易,但仅适用于单独的索网结构。利用所提出的计算模型和方法,开展了初始绳长制造误差和在轨飞行条件引起的形面误差数值仿真分析。结果表明:初始绳长制造误差会造成天线形面精度一定程度的下降;空间环境因素中,地球非球形摄动力等摄动载荷对天线结构形面精度的影响极小,可忽略不计,而热载荷是显著影响天线形面精度的一项重要因素;航天器飞行状态变化(如快速轨道机动等)对天线形面精度也有较大影响。
  ⑷开展了索网天线结构网面变形特性的实验研究。依据所提出的网面构形确定方法,设计并建造了口径为1.225m的索网天线结构件,并建立了索网天线结构变形测量实验系统;开展了索网天线结构的形面精度测量实验及网面变形测量实验。实验结果表明:索网天线结构件的形面精度测量值设计指标吻合较好,表明了所提出网面构形确定方法的有效性;天线结构网面变形测量值预测值之间的相对误差较小,从而验证了所提出的变形预测模型的正确性。通过上述研究,为索网天线这类大型复杂挠性航天结构的网面构形确定、动力学特性分析以及形面误差特性研究提供了理论方法,也为星载大型索网天线结构的设计、制造及应用提供了理论依据和技术支持。
[硕士论文] 张林
航空宇航科学技术 国防科学技术大学 2013(学位年度)
摘要:本文以单边扩张型超声速燃烧室凹腔火焰稳定器的冷流和燃烧流场结构为研究对象,采用实验和数值模拟相结合的方法,重点关注凹腔布置位置(扩张面或水平面)、扩张倾角对稳焰凹腔冷流流场结构和燃烧组织的影响。
  对在燃烧室不同位置布置凹腔的冷流流场进行了实验和二维大涡模拟研究并对比了扩张倾角的影响。结果显示,相较于等直燃烧室,扩张型燃烧室内凹腔剪切层向凹腔内部偏转,并且扩张倾角愈大,这种趋势愈加明显;扩张倾角的改变会影响凹腔剪切层撞击激波的强度以及凹腔内主回流区的大小,但对主要的流场结构影响不大。
  研究了凹腔上游横向喷注燃料的无反应喷流流场。燃料喷流柱经过凹腔时,只有小部分背风区的燃料在凹腔剪切层作用下卷吸进入凹腔内部,大部分燃料跨过凹腔进入下游区域,流场中的激波波系燃料喷流相互作用有利于燃料喷流混合层的失稳及燃料-空气混合;等直燃烧室相比,3.5度燃烧室凹腔剪切层向凹腔内部偏转,燃料喷流也在主流的作用下和剪切层偏转的诱导下向凹腔内部偏转,同时凹腔剪切层的相互作用更强,这有利于凹腔内外的质量能量交换;3.5度燃烧室总体的混合效率和总压损失较低。
  采用实验和数值模拟研究了凹腔上游横向喷流的燃烧流场结构和燃烧区分布规律。结果显示,对于同一扩张倾角,水平面布置凹腔时凹腔内部的燃烧相对扩张面布置凹腔时较弱,同时燃烧区及压力峰值位置稍微偏向下游;适当增加凹腔的尺寸可以明显扩展燃烧区的分布范围,提高凹腔内部及下游的压力;等直燃烧室相比,3.5度燃烧室燃料喷流更加偏离下壁面而深入主流,燃料喷流剪切层的相互作用较弱,这不利于凹腔稳定的燃烧,但总的燃烧效率和总压损失更高。
[硕士论文] 陈斌斌
航空宇航科学技术 国防科学技术大学 2013(学位年度)
摘要:固体火箭冲压发动机简称固冲发动机,具有比冲高、质量小、机动性好、燃气流量可调、燃料安全易存储等优点,备受人们关注和期待。补燃室高效燃烧技术是固冲发动机能否进入型号研制的关键问题,发动机性能预示是设计者迫切希望实现的技术。针对固冲发动机补燃室高效燃烧技术及性能预示方面,迫切需要开展更加深入细致的研究。
  通过数值仿真、理论分析及试验研究的方法,开展了固冲发动机补燃室内掺混燃烧特性研究,掺混燃烧相关性分析以及补燃室结构优化方面的相关研究。对增进发动机内部掺混、燃烧过程的认识和理解,提高发动机性能具有一定的指导意义。
  建立了一套可模拟补燃室掺混过程及燃烧过程的数值方法,开展了相关发动机试验,包括冷流试验和热试验,验证了数值方法的准确性和可靠性。分析了补燃室气相湍流燃烧和颗粒点火燃烧的影响因素,提出了燃料周围氧浓度是影响燃烧速率的主要因素,确定了补燃室掺混效果研究的必要性。
  结合国内外掺混问题的研究现状,建立了以补燃室内气相掺混度、颗粒掺混度及氧燃比为评价指标的掺混评价方法。定量分析了补燃室内空间各处燃气组分和凝相颗粒氧气的掺混效果。在此基础上,利用数值模拟的方法研究了补燃室结构参数,包括进气方式、燃气喷口结构、进气角度等参数对掺混和燃烧过程的影响分析。发现两者之间存在紧密联系。
  为进一步了解补燃室内掺混和燃烧过程的相互联系,开展了冷流掺混热流掺混效果的对比分析,冷流掺混效果热流燃烧效率的对比分析,验证了冷流掺混效果预示发动机燃烧效率的可行性。针对研究对象,建立了以颗粒掺混度为主要考察指标,兼顾头部气相掺混度氧燃比的掺混评价准则。开展了固冲发动机热试验,采用掺混燃烧相关性分析对试验工况进行了改进,改进后的试验燃烧效率得到有效提升,验证了掺混燃烧相关性分析的合理性。
  开展了补燃室结构参数的优化研究,发现了各结构参数之间对补燃室性能影响存在交互作用,某参数不同水平下,其他参数对燃烧效率的影响趋势可能相反。进而采用含交互作用的正交试验优化方法,对某一构型的固冲发动机补燃室进行了结构参数优化研究,得到了多因素间交互作用的耦合优化结果。
[硕士论文] 吴岸平
航空宇航科学技术 国防科学技术大学 2013(学位年度)
摘要:无人机研究是当今航空航天研究的一个热门方向,自问世以来,其发展应用就受到了世界各国的高度重视。飞行控制系统作为无人机的关键子系统,对无人机的作战性能、可靠性和生存性都有着重要影响。现有的自驾仪大都不向用户开放源码,而且控制参数难以调整,因此研究具有自主知识产权的飞行控制系统具有极其重要的现实意义。本文主要在以下几个方面进行了研究:
  首先分析了飞控系统研究的现实需求,在比较动态逆控制、滑模变结构控制、神经网络控制等先进控制方法优劣的基础上,选择基于PID神经网络的方法对飞控系统进行设计,并简要介绍了PID神经网络的主要特点和它在系统辨识、非线性控制等方面的独特优势。
  云台是无人机完成侦察和监视任务的主要部件,针对小型舵机云台设计了一种控制方法,它利用机上已有的传感器信息,结合被观测目标点的GPS坐标,能够实现对目标点的跟踪观测。针对舵机在执行控制指令时的延迟问题,采用离线的神经网络逆模型辨识方法,得到舵机的逆模型,从而修正对摄像机俯仰角和方位角的控制输入,达到了较好的控制效果。
  无人机航迹规划是无人机飞行任务管理系统的关键技术,其规划结果将作为无人机控制系统的输入。采用最优控制原理,分析了无人机在无风条件下的航迹规划策略,并给出了确定最优航迹的方法和步骤,针对常值风场下的航迹规划问题,给出了向无风条件下航迹规划转换的策略,并进行仿真验证了该航迹规划方法的可行性。
  为了保证控制系统的初始稳定性,采用遗传算法对神经网络的初始权值进行优化,这就需要建立被控系统的数学模型。采用基于PID神经网络的方法分别对无人机的纵向和横航向模型进行了辨识,以实际飞行数据作为神经网络的训练样本,采用遗传算法对网络权值进行优化,辨识结果表明,该方法具有较高的辨识精度,能满足控制系统设计需求。
  最后采用基于PID神经网络的方法进行了控制律设计,在离线情况下采用遗传算法对神经网络控制系统的的初始权值进行优化,并给出了权值在线调整的更新公式,仿真结果表明该方法能对无人机实行稳定控制,控制参数能自适应变化,具有较高的实际应用价值。
[博士论文] 侯旺
航空宇航科学技术 国防科学技术大学 2014(学位年度)
摘要:在一些关键的军事领域(如预警系统、精确制导武器、防空系统)和民用领域(如刑侦、森林防火、交通管理、医学成像、遥感、航天、探测天空中天体和海面人员搜救),待突破的技术瓶颈往往都集中在弱小目标检测技术上。在光学散射、衍射等光学效应干扰下,远距离目标在成像靶面上信噪比很低,而且弥散面积很小。另外,复杂背景对目标检测干扰也很大。因此,目标极难从背景中分割出来。本研究主要内容包括:
  ⑴分别从时域、空域和频域等空间,以弱小目标信号能量累积方式为基本出发点,研究了复杂背景下弱小目标检测的一些有效方法。通过大量的实际实验、仿真实验以及半仿真实验验证了本文提出的这些算法的有效性和鲁棒性。对基于序列图像时域剖面的运动弱小目标,针对传统时域剖面投影方法在目标信噪比较低时检测效果较差的问题,一种基于频谱幅值函数的时域弱小目标检测方法在本文被提出。这种方法通过分析图像上每个像素点的时域剖面曲线的频谱函数,发现在频谱函数为某值时目标轨迹能量在特征图像上达到最大,在此特征图像上检测目标轨迹从而检测目标。实验结果表明:在目标信噪比较低时,该算法对弱小目标的检测性能要强于传统的基于时域剖面的投影方法。
  ⑵对深空背景下的弱小目标,针对叠加图像在使用传统背景抑制方法效果较差的问题,提出了基于主方向抑制高通滤波的图像预处理方法。这种方法在频谱上对方向信息明显的恒星线进行滤除的同时,完整保留弱小目标信号。实验验证了该滤波算法的有效性。针对深空背景下运动弱小目标,提出了基于极大似然估计以及光斑检测算子的方法。对非线性运动的弱小目标,在多维空间进行目标轨迹搜索,每次搜索后,采用光斑检测算子进行光斑目标检测。遍历搜索弱小目标后,得到最优参数下的目标运动信息以及响应值。实验表明:该算法对线性及非线性运动的多目标检测效果很好。
  ⑶对深空背景下恒星目标,针对恒星图像发生拖尾引起目标信噪比降低及目标定位精度下降的问题,提出了基于方向积分的拖尾星点定位方法。这种方法首先检测恒星拖尾的方向、拖尾步长。然后沿着拖尾方向以拖尾步长进行积分,得到能量增强的目标。最后通过传统质心法对目标进行检测并进行位置估计。仿真实验表明:该算法不仅可以有效提高拖尾星点的检测能力,而且可以提高拖尾星点定位精度,从而提高星敏感器定姿精度。
  ⑷对复杂背景下近似匀速直线运动的弱小目标,针对传统三维匹配滤波方法在目标运动速度未知的条件下实时性较差的问题,提出一种基于分块速度域迭代运动目标检测算法。首先计算序列图像在速度域上的叠加响应函数,然后检测该响应函数上的峰值从而获得目标的运动速度,最后利用此速度叠加序列图像,并在叠加图像上检测弱小目标。该方法绕开了速度域遍历搜索的问题,从而极大的提高了算法的效率以及实时性。另外,为提高速度域上目标的信噪比,在运行提出算法之前,还对图像进行了分块操作。实验结果表明:该算法传统三维匹配滤波算法相比,实时性有明显的提高。随着弱小目标检测技术的发展,在军事领域,探测系统对远距离目标将会具备更强的探测能力。在民用领域,探测器也将具备探测更加微小目标的能力。
[博士论文] 孙小雷
航空宇航科学技术 哈尔滨工业大学 2015(学位年度)
摘要:无人机应用中对自主性的要求越来越高,未来发展的最终目标是实现全自主集群控制。而无人机任务规划技术是该目标实现的基础,主要包括任务分配航迹规划两部分。无人机的飞行航迹取决于任务分配结果,而分配过程的任务目标价值又无人机的航程相关,故将任务规划过程作为整体研究更具实际意义。为此,提出了基于多阶段航迹预测(Multi-Stage Path Prediction,MSPP)的无人机任务规划方法。
  首先,根据航迹规划应用中需要实现的功能,研究了一种MSPP算法,包括路径估计、路径规划、航迹平滑、交会航迹生成四个阶段。各阶段的计算结果均为近似程度不同的航迹参考。以航迹航程最短作为航迹规划的性能指标。将无人机的禁飞区建模为多边形。为实现快速性,局部A*算法使用无人机当前位置的临近区域内的多边形顶点作为搜索节点,建立算法的搜索空间,并随飞行过程不断更新。该临近区域可对应为实际场景中的探测范围。而为实现最优性,全局A*算法实时进行,并随飞行过程不断将探测范围内的节点添加至搜索空间。MSPP算法原理和具体功能如下:
  1.路径估计阶段:在每个规划周期开始,各无人机利用局部A*算法快速估算当前时刻所有任务目标相对自身航程,作为任务分配过程的主要参考;
  2.折线路径规划阶段:任务分配完成后,无人机采用全局A*算法计算至指派目标的最短折线路径,包括探测范围内的真实路径和至目标的启发式路径,并随飞行过程持续实时更新;
  3.航迹平滑阶段:使用三次B样条曲线同步平滑上述最短路径,通过优化控制点,生成满足约束的可飞行航迹,作为飞行过程中的航迹参考;
  4.交会航迹生成阶段:针对交会目标,采用基于Dubins路径的协同航迹规划方法,生成多无人机的交会航迹。在航迹末段,用Dubins路径替代B样条曲线,生成参考航迹。根据无人机间航程差,近程无人机选择航迹较短的迂回机动或航迹较长的盘旋机动方式,以等待其他无人机完成协同执行任务。
  然后,基于MSPP的路径估计算法计算无人机至任务目标的近似航程,从集中式和分布式两方面展开任务分配过程。集中式分配采用改进PSO算法,通过修改粒子结构,实现快速迭代寻优。改进粒子为无人机各任务目标间的分配关系,其元素为布尔型变量,相对于传统PSO粒子元素的连续变化范围,搜索空间大大减小。改进PSO算法能以较快的计算速度收敛至全局最优解。另一方面,鉴于集中式算法的应用局限性,研究了基于路径估计及聚类算法的分布式任务分配。现有算法为考虑全局任务信息,一般在任务初始阶段完成整个分配过程。出现突发目标后,需重新分配整体任务,造成计算冗余。基于聚类的任务分配过程逐周期展开,各无人机根据路径估计结果,采用聚类算法,修改任务目标价值向量,使无人机倾向于执行价值总和更高的目标集合,而不是个体价值最高的单个目标。每个规划周期仅分配给将完成任务的无人机一个目标,为避免陷入局部最优,其他无人机也基于当前状态参虚拟分配。出现突发目标则添加至下一规划周期,可实现近似全局最优的任务分配结果。
  最后,结合MSPP算法,根据任务分配的两种实现方式,进行了任务规划整体结构应用分析。包括:无交会目标和交会目标两种场景下,基于MSPP及改进PSO算法的集中式任务规划;以及无突发目标和突发目标时,基于MSPP及聚类算法的分布式任务规划。从应用条件、典型适用场景、仿真结果和特点总结多方面进行了分析,验证了算法的可行性和有效性。
[硕士论文] 罗娜
航空宇航科学技术 哈尔滨工程大学 2016(学位年度)
摘要:可重复使用助推飞行器(Reusable Boost Vehicle,RBV)是一种可以有效降低空间运输成本,提高运输效率的新型飞行器。飞行控制系统是 RBV的重要组成部分,其性能的优劣直接影响飞行安全、决定回收成败。RBV的飞行过程可分为发射段、翻转调姿段、再次点火段,无动力再入段,滑翔飞行段和近地着陆段。无动力再入过程中,攻角大角度机动,会产生较大的诱导阻力,导致严重的气动加热,设计满足飞行要求且不产额外热防护负担的RBV成为目前的研究难点及热点。
  本文主要针对可重复使用助推飞行器的再入段姿态控制进行研究,采用发动机二次点火的火箭动力返回方案,再入过程中,发动机关闭。首先,基于相关理论建立 RBV的非线性数学模型;而后,针对 RBV再入段的飞行特点,提出基于稳定半径的增益调度控制策略,给出飞行秒点的确定原则和方法;然后,对带有异类冗余执行机构的RBV进行控制分配研究,第一级控制分配确定气动舵面的期望力矩总值和反作用控制系统(Reaction Control System,RCS)的期望力矩总值,第二级控制分配基于外罚点函数的优化方法将一级分配中的期望力矩值分配到每个执行机构;最后,利用所提出的增益调度控制方法,基于遗传算法优化飞行秒点处的PID控制参数,构建以马赫数和攻角为调度变量的增益调度非线性控制器,并进行非线性六自由度模型、控制分配模块和增益调度模块的联合仿真,对所设计的控制系统性能进行评价。
[硕士论文] 戚大伟
航空宇航科学技术 国防科学技术大学 2014(学位年度)
摘要:现有基于推力器作用的空间对接技术存在羽流污染、对接冲击和推进剂消耗等固有问题,利用星间电磁力/力矩辅助作用实现对接可有效解决这些问题,且具有同步、连续、可逆及非接触控制能力,应用前景广阔。论文以空间电磁对接为背景,分别研究了面向地面演示验证试验和微纳卫星的电磁装置设计,针对二维三自由度电磁对接问题开展了轨迹跟踪的自抗扰控制研究,并进行了地面初步试验验证。
  首先,基于电磁场基本理论,以有限元电磁场分析软件Maxwell为平台,针对常导材料,综合考虑系统质量、功耗、尺寸等指标,从装置的材料、几何构型、铁芯尺寸、线圈匝数、导线半径、磁路设计等参数入手,分别开展了面向地面演示验证试验和微纳卫星的电磁装置设计,得到了满足设计指标、具有聚磁效果的电磁对接地面试验装置和小质量、微体积、低功耗的微纳卫星电磁装置。
  其次,开展了电磁对接开环特性以及轨迹跟踪自抗扰控制研究。开环特性研究表明,在不施加主动控制情况下,仅依靠装置自身产生的电磁力/力矩可初步实现装置的自主对准和吸附;基于电磁对接的开环自对接特性,针对电磁对接存在的强非线性及耦合性问题,提出了综合利用反馈线性化及自抗扰控制的对接轨迹跟踪控制策略,利用反馈线性化方法将电磁对接动力学模型解耦线性化,进而基于该线性化模型利用自抗扰控制方法设计了对接轨迹跟踪控制律,并进行了仿真分析。理论分析仿真结果表明,设计的自抗扰控制律可满足电磁对接鲁棒控制需求,可较好解决电磁对接存在的强非线性、耦合性以及电磁力/力矩模型不确定性等问题。
  最后,基于地面气浮平台,开展了电磁对接跟踪控制的地面初步试验,验证了电磁对接机理和控制算法的有效性。
  总之,论文研究了面向空间对接的电磁装置设计和对接轨迹跟踪控制问题,得到的装置设计思路方案、控制策略方法对后续工程化电磁对接装置设计以及地面试验研究具有一定的参考意义。
[硕士论文] 孙健
航空宇航科学技术 国防科学技术大学 2014(学位年度)
摘要:旋转爆震发动机(RDE)利用爆震方式组织燃烧,热循环效率高。脉冲爆震发动机相比,旋转爆震发动机一次点火便可持续工作,且工作频率高。另外RDE构型简单紧凑,重量轻。因此RDE逐渐成为高超声速推进领域中的研究热点。本文通过数值模拟、实验研究等手段,对RDE的喷注混合和工作过程进行了系统的研究。
  在旋转爆震发动机的工作过程中,燃料氧化剂的混合效果是影响燃烧流场和发动机性能的一个关键因素。本文对旋转爆震发动机内的混合过程进行了三维数值模拟,对多种喷注混合方式进行了研究。结果表明,对于孔-缝喷注方式,燃料喷注压力越高、喷注角度越小,沿流向的混合效率越低;在保证燃料总喷注面积不变的情况下,喷孔数目越多,沿流向的混合效率越高。文中还研究了孔-孔、孔-缝-孔等喷注方式,并常用的孔-缝喷注方式进行了对比。
  本文对旋转爆震发动机的工作过程及当量比、压力条件等因素对流场和发动机性能的影响进行了二维数值模拟研究。研究发现,在当前喷注压力下,为了使爆震波持续传播,当量比不能低于0.7,当量比在1.1附近时发动机性能最优;为维持爆震波持续旋转传播,预混气的喷注压力存在上下限,且随着喷注压力的提高,爆震波传播过程中不稳定性增加。
  本文设计了一套旋转爆震模型发动机,可以实现多种喷注混合方式。采用了H2/Air、H2/O2等多种燃料-氧化剂的组合形式,主要通过压力分析进行研究。研究了当量比和流量对旋转爆震发动机工作过程的影响,并对比研究了不同喷注混合方式对发动机工作的影响。结果表明:适当提高当量比对提高燃烧室室压是有利的;内腔喷注的沿程混合效率要高于外腔喷注;提高流量可有效提高燃烧室压力,对提高推力性能有利;针对CH4+O2+Air,进行了高频压力测量,通过对高频压力数据的分析,得出了发动机的工作频率及爆震波传播速度。
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