基于STFT-AOK的星箭力学环境等效频谱分析

星箭力学环境的频谱特性研究对于力学试验环境条件设计非常重要。工程上通常基于冲击响应谱变换获得力学环境参数等效频谱,然而该方法受稳态放大系数Q取值的影响较大。为此,文章提出一种基于短时傅里叶变换–自适应优化核函数(STFT-AOK)融合技术的星箭力学环境等效频谱分析方法。研究结果表明:STFT-AOK方法可在AOK准确定位频率成分和瞬态特征时频区域的基础上,结合STFT的准确幅值,构造出频率分辨率高且幅值准确的时频分布,实现力学环境等效频谱的有效获取,适用于各种复杂瞬态星箭力学环境参数的频谱分析。

谷神星一号运载火箭的时变模态参数辨识

针对运载火箭这一大型复杂系统,单纯依靠机理分析难以建立能够精确描述其时变特征的动力学模型,借助模态辨识技术获取其在飞行状态下的时变动力学特性尤为必要。面向运载火箭的飞行模态辨识需求,发展基于时变自回归滑动平均模型的仅输出递推辨识方法,引入指数加权遗忘机制进行时变特性跟踪,能够在激励未知的情况下仅基于响应数据准确快速辨识运载火箭的时变模态。以谷神星一号运载火箭为例,开展飞行遥测数据的快速处理,准确辨识发射准备阶段和飞行阶段的关键低阶时变模态,辨识结果与有限元分析结果的变化规律相互吻合,验证了所提时变模态仅输出递推辨识方法是有效可行的,服务了运载火箭有限元模型修正和姿控系统设计的实际工程需求。

一种起飞零时检控台的设计与实现

针对目前航天发射场高密度、多点位并行开展发射任务的情况,为满足测发、测控系统需求,研制了一种基于STM32的起飞零时(T0信号)检控设备。硬件以STM32F407作为微处理器,外围电路包括GPS/BD接收、IRIG-B(DC)码电平转换、起飞触点检测、触摸屏通信、网络传输等功能模块,基于嵌入式应用软件开发技术,实现了T0信号的3种触发方式(触点、手动和倒计时)以及GPS/BD、IRIG-B(DC)时间码的接收,产生的T0信号通过网络发送给中心计算机系统。测试结果表明,该设备人机交互性好,具有小型化、低成本、高可靠性等优点,对同类型产品的设计具有借鉴意义。

航行体水下连续发射尾涡遭遇与运动干扰特性

为研究不同发射时间间隔下航行体水下连续发射尾涡干扰与弹道特性,基于Realizable k-ε湍流模型和能量方程、流体体积方法和重叠网格技术,开展数值方法和网格无关性验证,数值模拟结果与实验测试结果吻合度较好。建立航行体水下连续发射数值模拟方法,研究航行体尾流区涡结构的演变机理、次发航行体表面压力分布、弹道以及俯仰姿态演变规律。研究结果表明:航行体水下连续发射过程中在其尾流中发现了发卡涡形态的流动结构,该涡结构由涡头与两条涡腿组成,通常以多个共同组合的形式存在于航行体尾部的流场区域中;沿涡腿内侧发生喷射事件,沿涡腿外侧发生扫掠事件,同时在涡结构内部形成一定流向尺度的低速条带区域;在横流效应下,当次发航行体表面穿过尾流中涡结构中的低速条带区时,迎背流面压力分布特性得到较大的改善,增加了弹道姿态稳定性。

发射时刻对固体火箭海上热发射的影响研究

为探究海浪激励作用下发射时刻对固体火箭热发射过程的影响,建立了固体火箭海上热发射系统柔性化动力学模型。在考虑六自由度海浪激励的基础上,以船舶横摇运动为参照,选择运动特征点作为发射时刻,对比不同船舶状态下火箭发射过载和发射精度。结果表明,选取船舶横摇运动曲线的零点位置发射火箭时,火箭各方向的离轨姿态相对较小,为安全发射时刻,而波谷位置则相对危险。

基于改进遗传算法的协同发射控制软件设计

根据火箭炮武器系统多弹种协同发射的需求,分析了现有发控软件的不足和设计多弹种协同控制软件过程中存在的问题。采用设定禁忌搜索表的改进遗传算法,通过对基因编码、交叉等过程最终实现对多型火箭弹时序协同问题的求解。在此基础上设计的火箭弹协同控制模块的软件架构,为后续实现多种火箭弹协同发射的方式提供了有力支撑。

一种特定爪具的带电更换绝缘子作业机器人系统设计

针对传统人工更换绝缘子作业劳动强度大、效率低、危险性高等问题,设计了一种特定爪具的带电更换绝缘子作业机器人,包括塔上作业的执行装置和塔下人员远程操控装置2部分。首先,分析更换绝缘子原理,规划机器人更换绝缘子的动作流程,并设计机器人的整体结构,以提高绝缘子更换效果,减少动作失误。其次,开发了基于UCOS和QT的机器人远程控制硬软件系统,实现了操作人员对机器人进行远程实时监控。最后,搭建功能测试平台进行机器人推力及更换绝缘子能力实验,并在实际线路上进行应用试点实验。实验结果表明:当设定电机转速为50%~60%时,机器人能够完整地完成更换绝缘子作业流程,相较于传统人工作业,完成时间缩短了18 min,效率提升42.8%。

重型运载火箭预设时间自适应控制

针对存在模型不确定性及未知外部干扰的重型运载火箭姿态控制问题,提出一种新型预设时间自适应控制方法,使得姿态控制误差收敛时间与系统初始状态无关且可预先设定。首先设计一种新型预设时间滑模面,采用滑模面切换的方法避免系统出现奇异;然后设计预设时间滑模控制器,采用神经网络估计系统集总扰动并在控制器中进行补偿,设计自适应律自适应调整神经网络权重系数,基于Lyapunov稳定性定理证明了所设计控制器的预设时间稳定性;最后通过数值仿真验证了所提方法的可行性及有效性。

基于IGBT时序控制磁阻发射特性分析

针对光电控制磁阻发射系统对弹丸存在反拉力作用而造成弹丸的减速问题,提出了一种基于IGBT时序控制的磁阻发射系统。通过构建单级具有铁轭的磁阻发射机电控制数学模型,对弹丸在线圈中的受力过程进行了分析,得到了弹丸在线圈中的受力过程符合磁阻最小基本原理的结论,且当弹丸受到反拉力时刻线圈电流减小至0,可避免线圈对弹丸产生反拉力作用,从而达到提高弹丸出口速度的目的;通过对控制电路中的各个支路上IGBT启闭时间的设置,可实现弹丸加速结束时线圈电流快速降低至0,且线圈电流在弹丸加速时间段内对时间的积分值越大,弹丸加速效果就越明显。

中波广播发射台实时监控系统关键技术

中波广播发射台实时监控系统是广播电视节目安全播出的重要保证,主要利用高速采集、智能分析与处理等技术实现对发射台主要设备的信号分析、性能监测、智能预警以及维护管理,有效提升中波广播发射台站的智能化能力。基于此,介绍中波广播发射台实时监控系统组成和技术路径,重点解析系统软硬件实现所涉及的关键技术和核心功能,以期为中波广播发射台监控系统建设提供参考。

强电磁脉冲环境下火箭尾段线缆皮电流计算

为有效开展箭上系统强电磁脉冲防护,分析了火箭尾段的强电磁脉冲环境,利用时域有限差分法计算了尾段线缆在强电磁脉冲照射下的感应皮电流,研究了火箭尾段线缆不同长度、不同线缆布线高度以及入射场不同极化方向3种工况下线缆端点皮电流的变化规律,同时探讨了尾段线缆皮电流分布的波动性,为工程应用分析提供了有力支撑。

有约束重复使用运载器障碍变换预设时间控制

针对姿态角受约束的重复使用运载器(RLV)再入段姿态跟踪控制问题,提出了一种基于障碍变换的预设时间控制方法。首先建立了面向控制系统设计的RLV动力学模型,设计障碍函数对动力学模型中受约束的状态量进行变换,得到等价无约束变量及控制模型;然后针对变换后控制模型,基于反步法思想设计了预设时间控制律,采用指令滤波器避免微分膨胀问题,并引入RBF网络对再入过程中RLV所受不确定扰动进行了补偿。Lyapunov方法证明了姿态跟踪误差可在预设时间内收敛至原点附近邻域,且姿态角满足时变约束。数值仿真验证了所提方法可保证姿态角满足约束,实现姿态跟踪误差预设时间收敛,且具有更佳的跟踪控制性能。

基于随动时变风载荷的车载导弹发射动力学研究

为探究随动时变风载荷作用下车载导弹武器系统发射时的响应特性,基于动力学原理与有限元方法在ABAQUS中建立了车载导弹武器系统有限元仿真模型,并运用了ABAQUS用户子程序进行联合二次开发以实现随动风载荷的实时加载,分析了在不同风速、不同发动机推力偏心角和不同地面倾角条件下风载荷作用力对导弹姿态的影响规律与发射筒的振动情况。研究结果表明:风载荷不仅对导弹出筒姿态与发射筒振动情况有较大影响,而且会对发动机推力偏心角与地面倾角引起的发射精度偏差产生促进或阻碍作用。

统型测发控系统一体化发射指挥模式研究

地面测发控系统指挥控制作为火箭测试和发射的中心,由前端地面设备和后端测发控大厅地面设备组成,并完成对火箭的各项测试以及发射控制。通过统型测发控系统研制实现了运载火箭统一测发控、统一供配电、后端云平台配置,从而实现了火箭总检查和发射指挥控制一体化,优化了发射支持设计人员的参试时间,提高了测试发射效率,简化了使用维护,降低了保障难度,提升现役液体运载火箭测试发射能力。

基于量子海鸥算法的运载火箭回收舱段时差定位方法

火箭回收舱段的准确定位是实现运载火箭可重复使用的关键技术之一。针对运载火箭回收舱段飞行轨迹的特点,基于多站到达时间差(TDOA)无源定位原理,通过在回收舱段上加装主动辐射源设计了火箭回收舱段定位系统。将时差非线性定位方程求解问题转化为时差似然函数的极值优化问题,通过引入量子编码理论、混沌映射和遗传反向学习机制改进海鸥算法(SOA),将其用于搜索回收舱段最优定位信息。仿真结果表明:改进的量子海鸥算法在火箭回收舱段定位解算的早期收敛速度、定位精度、全局搜索能力等方面均优于传统Chan算法和标准海鸥算法。

基于实测温差模式的顶推钢箱梁拼装时机研究

为解决顶推钢箱梁拼装施工中由温差变化引起钢箱梁线形变化的问题,根据桥梁所处位置的实测钢箱梁竖向温差变化规律,拟合竖向温度梯度曲线,研究温差模式对梁体拼装梁端夹角的影响。研究结果表明:梁体顶底板竖向温度梯度对待拼梁体的梁端夹角有显著影响,不同梁段应选择合理的顶底板温差及不同时间段进行拼装。

火箭飞行中天球系到星敏系的姿态转换方法

在远程火箭飞行过程中,通过计算天球系到星敏系的旋转四元数,可作为星图模拟的输入数据。本文从坐标系定义出发,首先,完善了基于北京时间的格林尼治恒星时角在工程上的实用算法,根据多次旋转原理,给出了天球系到发射惯性系的姿态转换方法;其次,探讨了发射惯性系到箭体系以及箭体系到星敏系的姿态转换方法;最后,给出算例,通过仿真计算得出结果,验证了方法的可行性。该方法容易理解,根据推导思路也可举一反三,对于星图模拟中姿态的转换具有一定参考意义。

航天器交会对接发射时间的选择与确定

在航天器交会对接飞行试验中,追踪飞船与目标飞船发射时间的选择不是独立的,而是相互关联的,并且涉及多方面因素,如轨道共面要求、对太阳电池帆板的日照角限制以及最终平移段目标飞船的照明需求等。综合考虑这些约束条件,提出追踪飞船与目标飞船发射时间选择与确定的方法,并以图表形式给出许多模拟计算结果,对航天器交会对接设计与飞行试验具有应用价值。

反导拦截飞行方案及时间窗口快速搜索算法

反导拦截导弹的飞行方案及发射时间窗口随发射点及预测命中点的位置变化而变化。在不同发射场景中,快速设计反导拦截导弹的飞行方案及发射时间窗口可以有效提高反导拦截系统的反应能力。针对该问题,综合考虑了地球J2项摄动、地球自转、科里奥利力等因素的影响,建立了拦截导弹在地球三维空间中的动力学模型,并提出了一种基于迭代最小二乘的飞行方案及发射时间窗口的快速搜索设计算法。最后,通过相关仿真计算验证了所提方法的合理性。

飞航导弹齐射发射时间的一种快速规划算法

多发飞航导弹齐射时,各发导弹之间存在碰撞或者相互干扰的可能,为了保证导弹飞行安全,需要对各发导弹的飞行管道进行分析,以此规划各发导弹发射时间。为此在对飞航导弹初段航迹分析的基础上,建立了一种发射时间的快速规划算法,实现了以较小的计算量规划发射时间,并且通过仿真计算证实了该算法是正确的。