工程硕士校企联合培养新模式探索--以北京航空航天大学飞行器动力专业为例

社会实习实践是提升研究生学术水平、创新能力、综合素质和社会适应力的重要手段。针对工程硕士校企联合培养中“学生不理解、导师不积极、合作单位培养计划不明确、评估与评价方法不健全”等问题,立足于北京航空航天大学的特色,深入思考并积极实践,提出了“早、合、新、凝”工程硕士研究生的创新培养思路与方法,构建了“高校+企业+课题联合攻关+成果创新产出”的联合培养模式,建立了定量与定性结合、定量为主、结果导向的评价评估方式,为校企联合研究生的高质量培养模式提供了新思路。

航空航天专业课程思政教育的探索与实践

课程思政是新时代对高校思想政治教育工作的新要求。航空航天类等理工科专业是高校课程思政教育的难点,也是航天类院校课程思政的重点。以“航天飞行器控制系统设计”课程为例,分析了航空航天类专业课程思政存在的现状和问题,探讨了航空航天类专业开展课程思政的路径,设计了融入爱国情怀、社会责任、科学素养等思政元素的教学内容,提出了适应课程思政内容的教学模式改进措施,为航空航天类专业课程思政有机融入专业教学提供参考。

基于强化学习的航天器姿态预设性能容错控制

针对惯量不确定性和执行机构故障的航天器姿态控制问题,提出了一种基于强化学习的预设性能容错控制方法。采用预设性能方法设计航天器的姿态控制器,以保证控制过程的暂态响应。为在线补偿惯量不确定,在预设性能控制器的基础上引入强化学习算法,使用评判网络近似代价函数,用于评估系统性能,同时使用动作网络产生前馈补偿控制,用于处理惯量不确定;设计自适应补偿控制,补偿执行机构故障和外扰动对航天器姿态的影响。基于Lyapunov稳定性理论证明整个闭环系统的稳定性。仿真结果表明:所提容错控制方法能够实现航天器执行机构故障情况下的稳定控制。

航天器入轨状态与偏差传播分析

本文研究了航天器入轨状态和入轨偏差传播问题。推导了火箭熄火时的入轨速度平方比率及速度仰角与主要轨道参数之间的关系,从而分析航天器的入轨状态。建立了航天器转移轨道的偏差传播矩阵,得到入轨偏差对转移轨道的影响。将本文的偏差传播分析方法与传统轨道误差分析方法进行对比以验证本文方法的正确性。最后,通过仿真算例分析了航天器入轨状态和入轨偏差对转移轨道的影响。

航天动力系统分析软件发展途径思考

航天动力系统分析软件是推进航天技术发展的重要基石,但目前国内相关软件与国外前沿还存在较大差距,亟待明确我国高水平自主可控的航天动力系统分析软件的发展方向。首先对大型通用分析软件的发展历程进行了系统梳理,剖析了其发展趋势;并进一步分析了航空发动机领域中使用的典型分析软件发展规律与特征;通过借鉴上述软件的研发经验,结合目前航天动力系统分析软件的发展现状,提出了我国相关软件的发展方向与发展途径。研究建议,分3个阶段逐步突破具有航天动力特色的通用仿真平台开发、软件模型与求解器研发、数据融合与管理这3大方向,最终形成多领域、多物理场、多维度、智能化并集成数据融合管理的航天动力系统智能化分析软件体系,为我国航天技术的稳健发展提供有力支撑。

航天员舱外操作载荷分析的逆运动学建模方法

针对航天员舱外活动中操作动作对扶手和脚限制器约束点造成的载荷进行精细化分析。对失重环境下航天员的运动特点进行了总结,采用逆运动学算法对航天员上肢操作动作进行建模;引入运动耗能、关节角与施力能力的关系、航天服活动反力矩等条件作为冗余系统约束;并考虑身高、体重、工作位点距离等精细化因素对操作载荷的影响。对沿扶手行走和搬运大质量物体典型算例的分析表明,此方法利用最小耗能准则进行出舱活动复杂运动的逆运动学求解具有可行性,基于本方法分析模型精细化参数影响,分析了操作力和力矩载荷与航天员体重、身高和工作位点距离的关系,并可据此开展更加精确的出舱活动操作载荷预测,为有关结构设计提供参考。

多星机动接近威胁下航天器反包围规避方法

针对多个来袭航天器连续机动接近的威胁,提出一种基于轨道根数可达集的航天器反包围威胁规避方法。首先,给出航天器小推力机动轨道根数可达集的求解方法。其次,在轨道根数相平面中计算来袭航天器威胁在轨航天器的最小机动飞行时间,进而得到威胁“势场”与威胁区。然后,根据来袭航天器威胁在轨航天器的方位特征定义了包围威胁场景。最后,建立反包围约束条件及规避机动效能评价指标,给出了在轨航天器反包围威胁规避最优机动策略。仿真结果表明,所定义的包围威胁场景是合理的,提出的方法能够使在轨航天器对多个来袭航天器所带来的包围威胁实现机动规避,并节省燃料消耗。

航天器气动耦合六自由度姿轨动力学多步法积分预报误差分析

航天器轨降过程中的姿态估计是载人航天领域中的重要一环.随着近些年测站精度的提高,任务要求的增加,且研究表明姿态会影响航天器轨降过程中受到的气动力,进而对轨道产生影响,因此发展高精度姿轨耦合预报对航天器状态实时测控至关重要.本文以“天宫一号”航天器轨降过程中姿轨耦合沿弹道联合预报为背景,研究线性多步法积分误差对大型航天器姿轨预报精度的影响.具体包括Adams-Bashforth法、Adams-Moulton法、预估校正法等,为大型航天器轨降过程中的姿轨耦合预报以及落点预报提供数据参考.

增材制造技术在载人航天工程中的应用与展望

近年来,增材制造技术在载人航天工程中的应用迅速发展。对熔融沉积成型技术、激光选区熔化技术、线材电弧增材制造技术、热喷涂增材技术、月壤增材制造技术等用于载人航天工程的增材制造技术及这些技术的应用领域进行了总结。对增材制造技术在在轨制造飞行器替换件、制造大型桁架等难以在地面制造或发射的部件、制造飞行器复杂部件等应用领域进行了总结。提出未来载人航天工程技术的增材制造中应发展适合载人航天工程的材料体系,应研究微重力环境下的增材制造技术,同时未来还应发展相关工艺。

电推进在航天器姿态控制中的研究综述

本文首先对电推进技术进行了简要的介绍,根据目前已有的电推进姿态控制应用,分析了适用于航天器姿态控制的不同类型的电推力器特性,之后分别对电推力器在姿态控制中的在轨应用现状和研究现状进行了综述和分析。在研究现状综述中,针对航天器姿态控制、姿轨联合控制和角动量卸载三个任务类型,分析总结了电推力器在布局、控制策略和算法等方面的研究成果和结论。最后,针对未来电推进技术在航天器姿态控制应用所面临的挑战,提出了相应的发展建议。

超高速斜撞击下航天器Whipple结构碎片特性研究

发生在近地轨道的空间碎片撞击事件几乎都是斜撞击,撞击产生的碎片云会对航天器内部结构及设备产生威胁。本文采用AUTODYN软件对航天器Whipple结构受弹丸撞击的过程进行数值仿真,通过与实验对比验证数值仿真有效性,处理并识别仿真结果,以碎片质量分数、剩余速度以及形态分布为重点,研究撞击角度在0°~60°范围内碎片云中最具威胁的碎片特征。研究表明:超高速斜撞击下碎片分布特征呈现随撞击角度分区域变化的规律,同时碎片的质量分数及剩余速度也随撞击角度变化呈现一定规律。

核主元分析在航天器飞轮自主故障诊断的应用

针对在轨航天器执行机构故障诊断研究相对较少、姿态控制系统背景建模相对简单、算法自主性不强等问题,提出一种基于核主元分析(KPCA)的飞轮自主故障诊断方法。建立使用飞轮组的刚体航天器三轴稳定姿态控制系统;在力矩模式和转速模式下分别建立飞轮伺服系统,并给出飞轮常见故障及其模型;在上述模式下分别采集飞轮组输入输出的差值数据,进行同源扩维,通过改进特征向量归一化准则,优化了KPCA统计量法,并建立一种综合指标,通过比对该指标是否超限判断有无故障,减少对单一指标的主观侧重;在经典的贡献图法基础上进行溯源合并,计算综合贡献率,以此定位故障飞轮。仿真结果表明:所提方法能够实现航天器飞轮自主故障诊断,2种模式下,正确率较传统方法分别平均提高约40.94%、22.23%,适用于单点故障、多点故障、轻微故障等多种情况。

人工平动点附近混合推进航天器编队滑模控制保持

针对近距离航天器编队在日地系人工L1点附近的飞行控制问题,提出一种将太阳帆推进技术与库仑力编队技术相结合的混合推进控制方法。通过控制从航天器太阳帆相对于主航天器的姿态角调整主从间光压力差,同时与主从间库仑力相配合,既解决仅依靠太阳帆控制而存在的欠驱动问题,又改善了库仑编队的可控性。以太阳帆圆形限制性三体问题(SSCRTBP)模型为基础,给出共线人工平动点位置的计算方法,并构造主航天器运行轨道;引入航天器间库仑力,推导出混合推进编队相对运动方程;设计了固定时间滑模控制策略,以从航天器太阳帆的2个姿态角和主从间电荷积为控制量,对编队构型进行控制,将其与LQR控制策略对比,仿真结果表明:固定时间滑模控制策略在控制精度、所需时间、能量消耗等方面均优于LQR控制策略。在时长3年的任务中,编队仅用23天就展开完毕,保持阶段基线相对误差小于1%,其他两轴误差在厘米量级,整个过程无工质消耗,对于今后开展长期深空探测任务具有重要意义。

航天器结构设计与分析软件发展

复杂轨道航天器、运载器以及航天动力系统的设计与分析中引入的三维结构设计及力学仿真软件能够对大型复杂航天器进行高效率、低成本且快速迭代分析,在静力学、结构动力学、疲劳分析方面的显著优势大大提升了航天器设计的可靠性。以目前航天科研部门主要使用的计算机软件为对象,通过介绍典型航天器、运载器,综述了各软件的主要功能以及应用情况,梳理了国内外各软件的发展脉络与发展趋势。

复杂约束下的挠性航天器姿态参考管理控制

本文提出了一种基于显式参考管理与模态观测器的挠性航天器姿态机动控制方法.首先,采用改进的罗德里格斯参数建立了航天器的运动学和动力学模型,分析了存在的控制约束和角速度约束.在此基础上,设计了基于显式参考管理的约束挠性航天器姿态重定向控制算法.由于挠性模态不能直接测量,内层设计了模态观测器,并将观测器观测得到的模态坐标作为内层无约束控制器的输入.随后,外层导航模块根据所需满足的约束条件设计了相应的动态路径,该路径可以根据当前状态以合适的速率收敛到最终状态,通过跟踪该路径,航天器姿态就可以在满足约束的情况下快速到达期望位置.通过构造合适的李雅普诺夫函数,严格证明了该挠性航天器显式参考管理姿态控制算法的稳定性.最后,仿真结果进一步验证所设计算法的约束处理效果与振动抑制能力.

基于脉冲控制的航天器顺光抵近与顺光构型维持

研究对空间目标近距离顺光抵近与顺光构型维持的脉冲控制问题.顺光抵近指航天器保持位置近似位于目标—太阳连线上,对目标实施抵近操作.建立航天器与目标间的近距离相对运动动力学,从几何上定义顺光走廊的概念.通过一种将路径约束转化为点约束的技巧,构建描述顺光抵近过程最优脉冲控制策略的非线性规划(NLP)模型,对模型进行求解获得时间约束下脉冲消耗最小的抵近控制策略.进一步分析目标轨道坐标系下的目标—太阳连线长期变化规律,并提出一种基于控制时刻与控制位置点采样,以及动力学拟合的顺光构型维持脉冲控制方法.数值仿真验证结果表明所提出的顺光抵近与维持控制策略,能够实现航天器在满足顺光走廊约束的前提下完成对目标的顺光抵近与顺光构型维持任务.

基于强化学习的航天器姿态控制器设计

航天器在轨执行某些任务时,其质量参数会发生未知变化,传统控制方法在这种情况下控制效果不佳。本文提出基于强化学习的航天器姿态控制器设计方法,该方法在姿态控制器训练过程中不需要对航天器进行动力学建模,不依赖航天器的质量参数。当质量参数发生较大未知变化时,训练好的控制器仍然可以保持较好的控制效果。仿真测试表明:使用基于强化学习方法训练的控制器确实具有良好的鲁棒性。此外,回报函数的设计会明显影响姿态控制器的训练,因此对不同的回报函数设计进行了研究。

基于非监督对比学习的火星地形特征提取方法

火星表面地形智能识别对火星车自主探测具有重要意义,火星地形图像的特征提取方法目前主要分为传统的浅层视觉特征提取和基于监督学习的深层特征提取2类。找回丢失图像信息、获取大量带标签数据是要解决的关键问题。为此,提出一种基于非监督对比学习的火星地形特征识别方法,通过建立图像字典数据集,用“问询”和“编码”2组神经网络分别将单个图像与“字典”数据集中其他图像进行对比,用相似度泛函作为损失函数对网络进行训练,从而实现对火星地形图像的特征识别。所提方法还具有对训练数据集之外的新类型地形图像识别能力,后续识别分类优越性突出。仿真结果表明:所提方法识别准确率为85.4%,对新类型地形图像的识别准确率为84.5%。

运载火箭段间连接螺栓组设计方法

运载火箭形体非常大,为了制造、存储和运输的方便,往往需要将火箭箭体沿特定的面分割开来,分段制造,然后安装使用。各段之间的连接采用螺栓组,但现有螺栓组设计方法大多考虑机器底座的安装和法兰连接,对运载火箭段间连接设计并不方便。文中详细推导了火箭箭体在受弯和轴向拉/压载荷作用时,螺栓最大拉力计算公式和预紧力计算公式,并详细分析了压溃条件,最后,通过实例对文中提出的设计方法进行了验证。

BEVTrack:基于难例挖掘训练的端到端三维多目标跟踪方法

多目标跟踪已经成为自动驾驶系统中的一个关键组成部分,其目的是在连续的视频流与点云流中识别、定位并标识所有感兴趣的目标。目前三维多目标跟踪方法多依赖人工多阶段调参以保证整体跟踪性能,难以对复杂遮挡或运动进行有效建模。而现有的三维端到端多目标跟踪方法,如MUTR等,精度普遍较低。其核心原因为三维空间中的特征聚合和感知相对于二维图像更具挑战性,简单的网络难以实现复杂的三维特征聚合,并大量的噪声信息与难例信息干扰严重,影响模型的特征提取能力。针对以上问题,本文提出了一种基于难例挖掘训练的端到端多目标跟踪框架BEVTrack。针对三维特征关联问题,本文设计了基于鸟瞰图(BEV)位置编码的三维跟踪查询。通过基于BEV特征的三维跟踪查询,本文方法能够更好地将跟踪查询与实际三维特征进行有效关联,从而大幅度提升了跟踪精度。同时,模型依靠BEV数据进行特征关联,仅需轻量化的网络便可以实现快速有效的跟踪。针对数据噪声问题,本文提出了面向多目标跟踪的难例挖掘训练,通过针对检测难例与跟踪难例分别处理,训练模型去除检测错误噪声与跟踪匹配的能力,从而提升在真实场景下模型处理噪声信息与难例干扰的能力。在实验结果方面,基于Nuscenes数据集,我们进行了大量的对比实验与模型消融实验,实验结果证明本文的方法在该数据集上取得了领先的性能。