高空飞艇总体设计方法研究

高空飞艇与目前的低空飞艇相比构型有很大区别,其外形、结构、推进动力和能源系统等设计与分析和总体方案密切相关,导致在初步参数设计过程迭代次数过多,甚至在参数求解中需要使用复杂的优化技术。在研究高空飞艇总体设计方法时,引入了一种能量平衡方法用于解决高空飞艇的再生式能源系统的设计和分析问题,它可以减少这种迭代次数,使高空飞艇总体设计工作简化。应用此方法,确定一种高空飞艇方案的初步总体参数,并对飞艇抗风性能进行了初步分析,得出此高空飞艇一年内抗持续风速30 m/s的包线。     

螺旋桨的永磁无刷直流电机绕组换接驱动方法

螺旋桨转矩与大气密度成正比,飞艇最高飞行高度海拔30 km处大气密度为0 km处的1/66,若保持相同转速,0 km的转矩是30 km处的66倍,常规永磁无刷直流电机(brushless DC machines,BLDCM)难以兼顾对高、低空螺旋桨负载的匹配,限制了飞艇飞行高度范围。为此提出利用调节BLDCM磁链的解决思路,进而提出一种BLDCM绕组换接方法,绕组并联减小磁链,满足高空下电机高速运行需求,绕组串联增加磁链,减小电机电流,满足电机低空低速大转矩需求。对不同绕组模式电机性能进行了理论分析,研究了绕组换接BLDCM的设计方法,设计并测试了1台3.5 k W BLDCM样机,样机不同绕组模式下性能测试结果与理论分析相吻合,证明该绕组换接方法可使BLDCM满足0~30 km高度空间内螺旋桨负载驱动的转矩和转速需求。     

某型飞艇燃油系统设计与试验

本文针对某型飞艇燃油系统进行设计,并对其进行了地面模拟试验,模拟燃油系统在飞艇飞行包线内的工作情况.通过试验表明燃油系统的设计满足飞艇飞行的要求,也为后续飞艇燃油系统的研制积累了一定的技术基础和工程应用经验.     

高空螺旋桨无刷直流电机重置粒子群PID控制

永磁无刷直流电机驱动高空螺旋桨负载时,由于大气密度随海拔高度变化,电机转速随螺旋桨负载变化不断波动,传统定参数PID控制难以随环境变化对电驱动系统PID控制参数进行实时调整,系统的动态特性和鲁棒性较差。提出一种基于BFGS(Broyden-Fletcher-Goldfarb-Shanno)动态重置粒子群算法(BFGS-RPSO)的永磁无刷直流电机PID参数控制方法,该方法利用BFGS-RPSO算法灵活快速的在线参数寻优特点,对永磁无刷直流电机控制系统PID参数进行在线实时优化调整,提高了螺旋桨负载电驱动系统的动态特性和鲁棒性。Matlab仿真和实验表明,电机在起动过程中,转速上升时间较短,转速和转矩超调较小,且在负载波动过程中电机转矩脉动较小,BFGS-RPSO PID参数控制比传统PID控制具有更好的动态特性和鲁棒性,适合应用于高空螺旋桨永磁无刷直流电机螺旋桨电驱动系统。     

考虑螺旋桨动力学模型的临近空间飞艇控制

针对临近空间多螺旋桨组合浮空器存在螺旋桨期望推力与实际推力有偏差、能源利用率低、电机扭矩偏大的问题,在六自由度飞艇动力学模型的基础上考虑螺旋桨动力学模型.该模型直接将螺旋桨系统上的电机扭矩信号作为控制系统输入,建立关于螺旋桨和电机的动力学方程,引入了由于外界扰动、螺旋桨桨盘来流速度不同所引起的螺旋桨推力损失动力学方程.基于非线性状态观测器的反馈控制方法对推力损失进行在线估计,使用李雅普诺夫稳定性理论,保证了螺旋桨和观测器系统的"输入-状态"稳定性.使用提出的方法与传统方法进行对比.仿真结果表明,采用该方法能够降低能耗并且更好地追踪参考位置坐标和欧拉角;较小的电机扭矩能够避免电机过早发生饱和问题.     

高空飞艇推进系统参数匹配设计

进行临近空间飞艇推进系统动态性能仿真可以预先调整部件参数,优化推进系统效率,减小太阳电池和锂电池重量。利用Matlab/Simulink建模仿真工具,通过对稀土永磁无刷直流电机多个独立功能模块的建立和组合,构建了基于PID以及PI控制的转速、电流双闭环串级控制电机仿真模型;根据螺旋桨的运动方程建立了螺旋桨的动态仿真模型。按照电机和螺旋桨的扭矩、转速匹配关系对各仿真模块进行协同化处理。利用集成化仿真模型,进行推进系统各部件参数匹配。得出推进系统功率30 kW时不同桨径推进系统的动态响应特性以及不同高度下最佳减速比,得出了6.8 m桨径推进系统的最佳额定工作点及其工作区域。     

基于混合粒子群优化算法的高空飞艇成像任务规划

针对高空飞艇成像任务规划问题进行研究,分析了高空飞艇遂行对地观测活动所需满足的主要约束,建立了以最大化任务收益为优化目标的约束满足模型。采用基于分层优化的求解框架,将原问题分解为主问题和子问题,并分别设计了求解算法。随后在仿真实验中,通过与经典调度算法对比,验证了该算法的优化效果。     

美国自制飞艇升空近3万米

美国JP太空公司制作的飞艇飞至28981米高空，打破了此前由美国空军飞艇保持的22555米纪录。     

洛·马公司获“综合传感器即是结构”（ISIS）飞艇合同

据报道．洛克希德．马丁公司获得一份美国国防预先研究计划局（DARPA）总金额4亿美元的合同．将建造一种高空飞艇演示机．该飞艇演示机能携带功能强大的雷达．可从300千米以外发现藏于树冠下的汽车。     

洛·马公司获“综合传感器即是结构”（ISIS）飞艇合同

据报道．洛克希德．马丁公司获得一份美国国防预先研究计划局（DARPA）总金额4亿美元的合同．将建造一种高空飞艇演示机．该飞艇演示机能携带功能强大的雷达．可从300千米以外发现藏于树冠下的汽车。     

美国高空长航时飞艇验证艇完成首飞

美国陆军和洛克希德·马丁公司在俄亥俄州完成了其首艘高空长航时飞艇验证艇（HALE－D）的首飞，验证了实际研制该类飞艇所需的多项关键技术。     

浮空器气囊材料一般缺陷的修复方法研究

本论文详细阐述了浮空器气囊材料一般缺陷的修复方法,主要包括气囊材料缺陷的分类、修复所用辅助工具和材料、修复方法及程序、质量控制等,本论文为后续高空大型系留气球、对流层飞艇、平流层飞艇课题的研究和相关型号的研制提供了坚实基础。     

平流层演示飞艇自主飞行试验

首先对平流层演示飞艇的自主飞行控制系统和遥测遥控系统进行了介绍;然后根据该飞艇的特点,在仿真计算的基础上,进行了自主定点控制器的设计;最后通过飞行试验进行了演示验证。试验结果表明了所设计的艇载自主控制系统和地面遥控遥测系统的可靠性,以及所提出的自主定点控制算法的有效性,此外获得了许多重要和有益的结论。     

平流层飞艇的建模与辨识

首先，利用力学原理，建立了平流层飞艇动力学模型和运动学模型、螺旋桨推力模型、舵模型和气动力模型；其次，以水平直飞为基础运动，分析了飞艇速度和角速度状态对发动机转速输入和舵偏角输入的响应，从而得到近似的线性传递函数模型结构；第三，应用最小二乘递推算法对模型参数进行了辨识。仿真结果验证了建模和辨识方法的精确性；最后，对利用实际试飞数据进行飞艇模型的辨识提出了建议。     

美国高空长航时飞艇验证艇完成首飞

据美国洛.马公司网站2011年7月27日报道,当日,美国陆军和洛.马公司在阿克伦城完成了首艘高空长航时飞艇验证艇（high altitude long endurance-demon-strator,HALE-D）的首飞,验证了研制该类飞艇所需的多项关键技术。HALE-D飞     

基于LabVIEW的发动机测试台的远程测试系统

研究了发动机性能试验系统中冷却水温度、进排气压力和温度、油温等量的远程测控,基于虚拟仪器(VI)软件LabVIEW开发了一种新型的远程测控系统,提高了系统的可靠性和稳定性。经过柴油机实验台架上的使用表明,该系统达到了发动机台架的设计测试要求。     

天线组阵试验系统顺利建成并投入应用

2010年9月北京跟踪与通信技术研究所和装备指挥技术学院在北京怀柔建立了我国首个天线组阵试验系统,并进行了相关技术试验。天线组阵系统用多个低成本小天线构成增益远高于单个深空大天线的航天测控接收系统,是未来深空测控通信系统的发展方向,是一种高效费比、可     

一种基于Ａｎｄｒｏｉｄ智能手机的车载定位查询软件

为实现在Ａｎｄｒｏｉｄ智能手机上对远程车载设备的定位查询,设计了一种基于Ａｎｄｒｏｉｄ的车载 定位查询软件．提出了一种车载定位查询系统框架,采用会话初始化协议作为系统的通信协议．在 拓展会话初始化协议的基础上,在该系统中设计了一种车载定位设备的定位信息上传和查询机制． 阐述了Ａｎｄｒｏｉｄ定位查询客户端软件的设计,客户端通过会话初始化协议实现了手机客户端的登 录、定位设备列表的获取和定位信息的查询,并使用Ｇｏｏｇｌｅ地图服务将车载定位设备的定位信息 标记在地图上．     

分布式测控系统面向对象的软件结构框架

面向服务于航空试验的测控系统,从分析分布式测控系统中对象及其特点入手,在分布式测控系统面向对象的系统软件设计中提出功能对象与运行对象的概念,归纳出实现分布式测控的基本结构对象,并提出了一种基于这些基本结构对象的软件结构框架。这种软件构架方法在某型号项目的实际工程中得到应用,取得了良好的效果。     

智能温度与湿度单片机测控系统

本文设计了一种基于8031单片机的温度和湿度单片机测控系统,先介绍了该装置的组成和原理,并给出了软件流血科。该系统可以自动或通过键盘选择通道后检测、报警、调节室内温度和湿度,并且可以改变初始设定值,具有成本低、抗干扰能力强、使用范围更加广泛等优点。