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973计划项目“大型客机主要气动噪声机理及先进控制方法研究”课题结题验收会在北京航空航天大学召开（图）
大型客机主要气动噪声机理及先进控制方法研究课题 结题验收会 北京航空航天大学
2016/10/8
2016年9月26日，由北京航空航天大学孙晓峰教授担任首席科学家的国家重点基础研究发展计划（973计划）项目“大型客机主要气动噪声机理及先进控制方法研究”课题结题验收会在北京航空航天大学召开。来自北京航空航天大学、香港大学深圳研究院、中国飞机强度研究所、中国科学院声学研究所、清华大学、中航商用航空发动机有限责任公司等单位的50余名项目组成员参加了会议。科学技术部闫金定处长，工业和信息化部董晓鲁处长...
西北工业大学2017年博士航空工程中的数学方法考试大纲
西北工业大学 2017年 博士 航空工程中的数学方法 考试大纲
2016/10/8
西北工业大学2017年博士航空工程中的数学方法考试大纲。
增强高超声速化学反应流数值计算的稳定性方法
高超声速 对角化 稳定性分析 网格加密
2016/9/15
针对高超声速化学反应流数值模拟中包含源项对角化雅可比矩阵的数值格式稳定性很差的问题，在对采用上下对称的高斯-赛德尔(LUSGS)格式的离散方程进行线性稳定性分析的基础上，提出一种依据流动状态对流场的块网格进行局部加密的方法，以增强流场数值计算稳定性。在高超声速流场中，对包含激波后亚声速高温区域的块网格给予加密，而其他区域中的块网格可以适当进行网格粗化或保持不变。算例结果表明，相比于初始网格，局部...
针对直接敏感地平的红外地平仪-星光导航系统精度低的问题，提出通过建立扁率误差补偿函数，研究扁率引起的姿态角测量误差；建立地心矢量的姿态角误差模型，通过修正地球扁率误差来补偿姿态角，对卫星施加姿态偏转指令调整地心矢量偏移。同时基于SODERN地球红外辐射模型，考虑红外辐射强度随纬度和季节的变化建立真实红外辐射曲线，通过滤波算法获得精确的地球切线边缘的量测信息，提高红外地平仪测量精度。仿真结果表明，该...
以近地航天器轨道动力学为基础，建立变阻力系数大气摄动模型，设计了求解变阻力系数的算法。然后利用天宫一号飞行器的测轨数据进行计算，分析了空间实验室飞行高度的轨道特性，其中包括：大气模式密度误差、变阻力系数与空间环境关系、定轨残差和星历误差。在空间环境平静和磁暴的条件下，制定了多种求解变阻力系数的策略，解决了空间实验室长弧段定轨精度受限的问题，并在空间环境平静条件下实现了优于10米的定轨精度，在磁暴条...
基于速度增量修正的卫星入轨段外测数据定轨新方法
地月转移轨道 速度增量修正 精密定轨方法 轨道改进
2016/9/15
在传统的数值积分精密定轨方法基础上，提出基于器箭分离速度增量修正的定轨方法，实现了器箭分离前后两段外测数据的联合定轨。仿真计算结果和任务实战数据验证结果表明，该方法大大提高了地月转移轨道入轨段外测定轨精度，比传统初轨确定方法提高约一个数量级。
针对高超声速飞行器气动布局设计中气动设计与隐身设计矛盾的问题，采用高精度气动和隐身计算方法，建立了基于直接全局优化算法、二次曲线参数化方法和Kriging代理模型的多学科优化设计平台，并对典型高超声速布局升力体外形开展气动/隐身一体化优化设计研究。结果表明：升力体布局典型状态下升阻比由3.13提高到3.69，考虑垂直极化和水平极化状态，俯仰±30°的雷达散热截面（RCS）均值下降60%以上，表明该...
一种SGCMG系统奇异逃离方法
航天器 单框架控制力矩陀螺 姿态控制 奇异逃离
2016/8/15
单框架控制力矩陀螺 (SGCMG)系统进入奇异后无法提供准确的三轴指令力矩，通过奇异机理分析，设计了一种奇异逃离方案。首先构造新的动态坐标系，在系统进入奇异后，将控制坐标系切换到新的坐标系下，在新的坐标系上放弃一个维度的控制，将系统考虑为平面内的SGCMG冗余控制系统，然后在平面内采用二维零运动使得系统快速逃离奇异状态，当SGCMG系统逃离奇异状态后，再重新接入三维度的控制。仿真结果表明，提出的方...
针对多约束条件下反时敏目标任务需求，开展了基于轴对称侧滑转弯(STT)控制的机动再入飞行器滑翔制导方法研究，提出一种纵向和侧向共同实施的在线自主制导方法。纵向通过高度-射程（HR）剖面与高度-速度（HV）剖面联合设计，在满足约束的可行域内快速生成一条参考轨迹，并根据目标变化实时修正，同时完成参考轨迹跟踪。侧向通过引入当前需用速度和目标位置变化信息，推导了闭环制导方法，实现速度控制与目标位置跟踪...
PN制导律多模型自适应辨识滤波方法
导弹突防 比例导引制导律 多模型自适应滤波 非线性系统可观性
2016/8/15
针对导弹主动防御应用中拦截导弹制导行为辨识问题，提出一种比例导引（PN）制导律多模型辨识滤波方法，对拦截导弹加速度和制导律导航常数进行辨识。采用非线性可观性理论对制导模型的可观性进行了分析。得出在拦截导弹使用PN制导律时，制导模型可观的充要条件。与以往工作相比，该方法考虑了拦截导弹末制导初期由于瞄准误差校正而引起的控制器饱和现象，在拦截导弹执行器处于饱和或退出饱和阶段都能精确对制导律进行辨识。另外...
为解决复杂的挠性航天器的姿轨控制问题，对于挠性航天器的姿轨耦合动力学建模与控制展开研究。基于对偶四元数原理，推导给出一套挠性航天器的姿轨一体化动力学模型。此种模型能够紧凑描述航天器的轨道和姿态，且能够自动引入航天器平动、转动与挠性附件振动三者之间的关联耦合作用。基于此模型设计了一种自适应位置姿态跟踪控制器，该控制器能够在航天器质量特性参数未知的情况下，对其位置和姿态进行轨迹跟踪控制，并使位置和姿态...
考虑通道耦合因素的制导控制一体化设计方法
BTT飞行器 通道耦合 非光滑扩张状态观测器 制导控制一体化
2016/8/15
针对倾斜转弯（Banktoturn, BTT）飞行器俯冲段制导与控制系统设计中存在的强耦合、强非线性问题，研究考虑通道耦合因素的制导与控制一体化设计方法。首先建立了考虑控制通道间耦合因素的三维制导与控制一体化设计模型，在模型中引入不确定性因素，采用连续非光滑控制理论对三维块系统设计非光滑扩张状态观测器（Nonsmooth extended state observer, NESO）进行观测补...
一种近地航天器脉冲星地固系动力学定轨方法
X射线脉冲星 动力学定轨 地固系 地球引力势
2016/8/15
为改善近地航天器脉冲星导航的定轨精度，设计一种地固系动力学定轨方法。该方法结合了更精确的地球引力场模型，在求地球引力势梯度基础上引入惯性力，建立了地固系下轨道动力学方程；并结合脉冲相位量测，使用扩展卡尔曼滤波实现航天器轨道参数实时估计。此方法可以降低动力学方程非线性度，尤其适用于地球静止轨道卫星。通过数学仿真校验了新方法的有效性与精度。
卫星的正常运行和应用依赖于星上时间与地面时钟的精确同步，而星地时间的精确同步是通过地面测控系统对星上时间进行校正来实现的。由于多种因素的影响，卫星在运行中星上时钟会产生漂移，从而导致星上时间不准确，这不符合卫星正常运行和有效载荷正常应用的要求。对星上时间准确校正涉及多个环节，在整星地面测试过程中需要认真仔细分析和验证。同样，整星性能和指标的地面测试也需要在星地时差满足设计指标的状态下进行。针对卫星...