用于微小卫星姿轨控的激光烧蚀微推力器

随着微小卫星技术的不断发展,微推进系统对于微推力器的需求越来越高。激光烧蚀微推力器技术作为一种新型的电推进微推力器技术,在推进性能和系统集成方面具有鲜明的特色。以微小卫星的发展所带来的微推进系统的需求为应用背景,对比分析各种适合微小卫星需求的微推力器特点,跟踪激光烧蚀微推力器的最新研究进展,对2种典型微推力器性能进行了对比、分析和评估,最后给出了进一步研究的建议。     

爆胎车辆轨迹控制的仿真

为了解决高速公路爆胎车辆出现偏航的问题,进行了爆胎车辆轨迹控制的仿真研究。首先确定了爆胎车辆轨迹控制的评价指标,然后讨论了静态比例、积分、微分( proportion integration differentiation, PID)控制器对高速公路爆胎车辆轨迹的控制效果。由于在某一行驶车速下建立的静态 PID 控制器不能很好地控制行驶在其他车速下的爆胎车辆,因此,采用了增益可变 PID 控制器处理爆胎车辆的轨迹控制问题,其中变增益 PID 控制器的参数是事先针对不同的爆胎车速标定获得的。仿真实验结果表明：变增益 PID 控制方案应用于爆胎车辆轨迹控制,可在保证车辆稳定行驶的同时控制车辆的行驶轨迹,使其在出现较小的偏移后回到原路径。     

挠性空间飞行器仿真装置的动力学与控制研究

用单轴气浮台和挠性梁分别模拟卫星本体和太阳帆板，推导了其动力学方程，采用惯性完整性准则进行了模态截断，给出了模态截断的动力学方程。用反作用飞轮作为控制执行机构，设计了控制器，进行了相关的计算机仿真。     

重复脉冲激光推进工质推进性能与入射激光参数关系

重复脉冲激光推进过程中,入射激光的能量、波长、脉宽、光斑大小、重复频率等参数变化对激光推进工质推进性能有着直接影响。在对国内外实验数据分析、研究的基础上。总结了10．6μm、1．06μm2种波长激光与工质相互作用的实验研究成果,通过对实验数据进行科学分析,得出输入激光参数与工质推进性能的关系,并给出约定条件下优化激光输入参数。     

自由飞行空间机器人的动力学控制及其仿真

基于动量守恒定律和拉格朗日方程,建立了卫星姿态不受控时自由飞行空间机器人(FFSR)的动力学模型,提出了位置调节与轨迹跟踪的动力学控制方法并用计算机仿真验证了所提出的控制方法的有效性。     

卫星编队飞行动力学与控制仿真软件设计与实现

动力学与控制仿真软件是卫星编队飞行控制原型系统的重要组成部分。讨论了基于Windows操作系统的动力学与控制仿真软件的设计与实现;在对软件进行功能需求分析的基础上,明确了软件设计原则,把软件划分为数据通信、动力学仿真、可视化输出3个模块,给出了各模块的软件设计方案;对软件实现中的关键技术进行了分析。所实现的软件在项目实施中得到了充分应用,取得了较好的仿真效果。     

飞行器轨迹仿真算法的研究

通过数学分析建立了空间斜距离随时间变化的数学模型，在分析激光测距机测距误差的基础上，提出了建立初值、插值补点、剔除假点、数值滤波等的具体算法，最后根据某靶场动态习行数据成功地进行了仿真试验。     

数控激光加工机轨迹控制研究

本文针对光束移动式数控激光加工机轨迹控制特点，提出了一种插朴方法及控制方案，分析了提高插补运算速度和插补精度的方法以及插补控制的误差，给出了一种圆弧自动过象限的原理．并介绍了实施该方法的软件．     

激光三维加工轨迹的计算机仿真

通过具体实例,介绍了激光三维加工过程的计算机仿真的原理和方法,采用三维动画制作软件3DS结合Auto CAD进行静态的实体造型,利用激光三维加工机的数控指令于3DS软件中动画仿真轨迹.通过计算机仿真,可找到实际加工中可能碰到的问题,及时予以纠正,以避免不必要的损失.     

激光推进工质推进性能研究

激光推进工质推进性能研究是激光推进技术研究关注的焦点之一。在对国内外实验数据综合研究的基础上,分析了推进工质推进性能的实验规律及物理机制,从理论上解释了冲量耦合系数与推进工质物理性能之间的关系,初步提出了根据推进工质的物理性能进行优选工质的方法,得到一组较佳的激光推进工质。     

基于处理器在回路的卫星姿态轨道控制仿真系统

阐述了超低轨道卫星姿态轨道控制仿真系统的功能,设计了仿真系统的软件和硬件结构,介绍了相应的关键技术。基于VxWorks操作系统和嵌入式处理器MPC8245建立了处理器在回路的实时仿真系统,对姿态控制算法进行了仿真验证。结果表明：实时仿真结果与数学仿真结果一致,仿真系统接口设计合理,实时性符合要求。     

Experimental Investigation and Numerical Simulation of Air-Breathing Mode for Laser Propulsion

Laser propulsion is a new concept technique of propulsion and will have important application in future space technology. There are two main driving types: the air-breathing mode and the rocket ablation mode. Vertical flight experiments have been carried out with a simple paraboloid type lightcraft in the air-breathing mode by TEA-C02 laser. In simulation a new model is used for LSD/LSC wave, the result shows that the momentum coupling coefficient increases with the increase of the pulse energy.     

吸气式激光推进中推力形成过程的研究

将激光推进中的推力形成过程与传统化学火箭发动机中的推力形成过程进行了比较,分析了两者之间的异同;对激光引致的激波与喷管壁面流固耦合而产生的推力和气体从喷管出口端反冲而获得的推力分别进行了计算,计算结果表明：2种推力在一个力作用周期内的平均推力相等,也即力学效应相同;研究所得的结论为进一步研究吸气式激光推进机理提供有用的参考。     

组合喷管构形激光推力器推进性能数值研究

激光推力器中,单一构形如旋转抛物形、锥形的喷管设计未对高压流场实现有效约束,推进性能较低。通过建立的计算模型,针对吸气模式下,抛物形与圆柱形喷管组合的激光推力器模型进行了数值研究,围绕圆柱喷管长度与脉宽对推进性能的影响规律以及流场演化特征进行了分析。结果显示：冲量耦合系数随圆柱喷管的增长而增加并趋于恒定,直径20mm、圆柱喷管长80mm的推力器模型在单脉冲激光能量密度1.5J/cm^2的条件下获得的冲量耦合系数高达627.7N/MW;脉宽对冲量耦合系数也有一定影响。     

吸气式激光推进中空气对CO_2激光的吸收系数计算

比较分析了吸气式激光推进中空气对CO2激光的3种吸收机制,列出了相应的吸收系数计算公式。通过计算发现,自由-自由吸收对应的逆韧致吸收系数占总吸收系数的比例几乎达到80%,即在较强的激光辐照作用下,由于电子温度很高,高温空气主要通过逆韧致方式吸收入射激光能量。计算结果可以用于吸气式激光推进的能量沉积过程研究。     

船舶轴系横向振动的模拟实验与分析

在船舶轴系试验台上对两种轴系布置方案进行了轴系横向振动实验.自由振动的实验与分析表明尾轴填料函有一定支撑作用,对轴系的横向振动有影响.受迫振动的实验指出:除“螺旋浆叶频”外还有另外的共振转速.对轴心轨迹的研究表明:由于轴承的支撑刚度是各向异性的,存在多个一阶共振转速.由功率谱阵图可获得轴系的“基频”等有用信息.     

椭圆形悬挂轨道控制策略研究

为了实现椭圆形悬挂轨道,文中以航天器相对运动动力学模型为基础,对椭圆形悬挂轨道的控制策略进行了分析研究.根据悬挂轨道的定义,通过理论分析和推导,得到了悬挂星在椭圆悬挂轨道上运行时所需要的控制加速度,并对其进行了数值仿真.仿真结果表明:控制加速度曲线平滑,易于实现和控制,且仿真结果与泛开普勒轨道所需的控制加速度一致,椭圆形悬挂轨道实现方法正确可行.     

火控系统高精度激光测距回波模拟器

为了给武器火控系统的脉冲激光测距设备提供高精度和稳定的光激励信号,以便完成实验室条件下的距离性能测试实验,采用ARM9+FPGA嵌入式系统作为控制平台。控制平台的粗定时和精定时两个模块串行工作,精定时模块使用距离门控电路对粗定时的最后一个周期运用游标原理进行细分,实现了武器火控系统高精度的脉冲激光飞行模拟。激光回波模拟器接收到火控系统的触发信号后,能够在规定的时间内返回24.6km距离内的激光回波模拟信号,系统精度可达0.25m。     

航天器姿轨耦合自适应同步控制

航天器动力学模型的精确建立,对于成功完成空间任务来说必不可少,而单独考虑轨道或姿态的模型无法满足任务高精度要求,因此从相对轨道动力学方程和修正罗德里格斯参数(MRP)表示的姿态运动学方程出发,建立了航天器六自由度的相对耦合动力学方程。为了给出姿轨运动的基准,分别设计了航天器理想姿态和椭圆加指数接近轨道。针对航天器参数不确定问题设计了自适应同步控制律,并通过Lyapunov直接法证明闭环系统的全局渐近稳定性。从仿真结果可以看出,自适应同步控制算法能使轨道和姿态误差逐步趋于零。