全国重点实验室管理机制研究--以临近空间环境特性及效应全国重点实验室为例

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作者 郑德智 邵楠 +4 位作者 章炎麟 滕宏辉 秦同 李蓓蓓 梁宵 《实验技术与管理》 北大核心 2025年第9期15-20,共6页

为适应全国重点实验室重组提出的新要求,文章聚焦全国重点实验室管理机制,以临近空间环境特性及效应全国重点实验室为例,详述了实验室协同创新管理模式和“1-3-5”协同运行的双轮驱动管理机制。该机制通过思想政治建设锚定国家使命,主... 为适应全国重点实验室重组提出的新要求,文章聚焦全国重点实验室管理机制,以临近空间环境特性及效应全国重点实验室为例,详述了实验室协同创新管理模式和“1-3-5”协同运行的双轮驱动管理机制。该机制通过思想政治建设锚定国家使命,主任负责制压实主体责任,实体化建设保障自主权。实验室构建产学研用融通的创新生态模式加速技术转化;结合高校文化传承培育科学家精神,营造健康科研文化环境;施行差异化资源配置、多元化人员评价体系,破解资源分散与创新困境,实现资源高效循环。实验室通过创新管理模式充分释放实验室科研生产力,高效服务国家创新驱动发展战略,成为实现高水平科技自立自强的重要支撑。 展开更多

关键词 全国重点实验室 管理机制创新 协同创新管理 “1-3-5”协同运行

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航天器近距离小推力抵近轨迹优化方法

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作者 侯锐 唐蕊 +1 位作者 韩宏伟 黄攀峰 《宇航学报》 北大核心 2025年第8期1555-1564,共10页

近年来,随着在轨卫星数量的急剧增加,面向空间目标在轨服务的抵近操作成为航天器操控任务的重要阶段。同时,随着电推进技术的迅速发展,高效能小推力机动逐渐成为当前轨道机动的主要形式。针对空间目标近距离抵近交会/飞越任务需求,提出... 近年来,随着在轨卫星数量的急剧增加,面向空间目标在轨服务的抵近操作成为航天器操控任务的重要阶段。同时,随着电推进技术的迅速发展,高效能小推力机动逐渐成为当前轨道机动的主要形式。针对空间目标近距离抵近交会/飞越任务需求,提出了基于凸优化的小推力抵近轨迹快速优化设计方法。首先,针对近距离小推力抵近过程中的非线性动力学,通过模型假设和参数近似来线性化。然后,针对推力矢量带来的二阶等式约束,给出了基于参数正则策略实现约束边界激活,从而实现了无损凸化。之后,为了增强小推力轨迹优化问题的收敛性,构建了基于终端约束松弛的罚函数项,提升了轨迹优化算法的鲁棒性。最后,分别给出了面向目标交会和飞越任务的抵近轨迹数值仿真结果,验证了该算法的有效性。此方法可以快速得到最优小推力抵近轨迹,能够应用于未来空间目标在轨服务中在线决策与制导开环设计。 展开更多

关键词 空间目标抵近 小推力机动 凸优化 无损凸化

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火星上升器倾斜冷发射技术

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作者 刘根同 姜毅 蔡云龙 《兵工学报》 北大核心 2025年第8期287-301,共15页

火星上升器发射技术是实现我国2030年火星采样返回任务的关键技术。为研究火星上升器倾斜冷发射技术,基于弹射内弹道学理论,设计一种满足火星发射条件的并联无后坐式弹射内弹道方案;基于离散元法建立火星土壤的离散元模型;建立发射系统... 火星上升器发射技术是实现我国2030年火星采样返回任务的关键技术。为研究火星上升器倾斜冷发射技术,基于弹射内弹道学理论,设计一种满足火星发射条件的并联无后坐式弹射内弹道方案;基于离散元法建立火星土壤的离散元模型;建立发射系统的刚柔耦合动力学模型,基于发射动力学理论对不同工况下火星上升器发射的全过程进行仿真分析。研究结果表明:设计得到的内弹道方案能够满足发射要求;无后坐设计对于保证发射装置的稳定性有重要作用;土壤离散化有助于表征火星土壤的动力学行为;地面倾角越大,发射装置的稳定性和发射精度越差,同一倾角的4种朝向中,上坡朝向的发射稳定性最差;“虚腿”现象会显著降低发射稳定性,并在某些情况下导致发射装置倾覆,从而使发射失败。 展开更多

关键词 火星发射 倾斜冷发射 内弹道设计 离散元 发射动力学

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多航天器追逃防博弈策略的混合搜索优化方法

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作者 黄镇垒 韩宏伟 《宇航学报》 北大核心 2025年第8期1565-1578,共14页

随着航天活动的日益频繁和持续多样化,多航天器轨道博弈问题,尤其是考虑多重角色的博弈机动问题有待深入研究。针对多航天器追逃防问题,建立了摄动动力学模型,明确追逃双方在博弈过程中的角色定义,将复杂的博弈问题拆解为轨道拦截和追... 随着航天活动的日益频繁和持续多样化,多航天器轨道博弈问题,尤其是考虑多重角色的博弈机动问题有待深入研究。针对多航天器追逃防问题,建立了摄动动力学模型,明确追逃双方在博弈过程中的角色定义,将复杂的博弈问题拆解为轨道拦截和追逃博弈两个类型的子博弈问题,据此建立回合制的序列博弈模型。针对最优博弈机动策略计算问题,提出一种动作反应搜索-蒙特卡洛树搜索嵌套式搜索的混合优化策略,避免传统算法的回合性不足与维度爆炸问题。在此基础上,提出基于相对位置矢径的机动方向剪枝策略,根据实际场景快速得到有效机动方向,显著提升算法搜索效率。最后进行多航天器追逃防的数值仿真工作,验证了算法有效性与加速策略的计算优势,分析了博弈制胜的关键因素与多星博弈机理。 展开更多

关键词 轨道拦截 追逃博弈 计算博弈 动作反应搜索(ARS) 蒙特卡洛树搜索(MCTS)

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环形螺旋桨的空化机理与性能分析

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作者 向粤 王文杰 《兵工学报》 北大核心 2025年第8期364-373,共10页

空化现象是螺旋桨研究关注的重点,而关于环形螺旋桨的空化机理与特性分析尚有不足。通过构建环形螺旋桨三维数值模型,探索其空泡分布与空化机理,基于多重参考系法、应用Schnerr-Sauer空化模型对环形螺旋桨开展空化数值仿真,分析不同转... 空化现象是螺旋桨研究关注的重点,而关于环形螺旋桨的空化机理与特性分析尚有不足。通过构建环形螺旋桨三维数值模型,探索其空泡分布与空化机理,基于多重参考系法、应用Schnerr-Sauer空化模型对环形螺旋桨开展空化数值仿真,分析不同转速及进速系数下环形螺旋桨的空化特性。对气相体积分数云图的处理结果表明:环形螺旋桨的前后缘空化规律差异巨大,其过渡段吸力面是最容易发生空化的区域;前缘压力面的空化总先于后缘压力面,前后缘吸力面几乎同时发生空化。研究结果可支撑环形螺旋桨噪声性能与水动力性能进一步工作,为我国水下重点型号装备与下一代水面高速航行器研究提供一定的技术支持。 展开更多

关键词 环形螺旋桨 空泡分布 空化规律 Schnerr-Sauer模型

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基于误差扩展卡尔曼滤波的火箭回收索状态估计

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作者 宋晓东 孔芝权 +2 位作者 陈彤 周立梁 张欢 《宇航学报》 北大核心 2025年第6期1252-1262,共11页

针对火箭回收索的高维非线性时变柔性特性和强干扰问题,提出了一种基于多体动力学模型和广义-α积分法的误差扩展卡尔曼状态估计器,用于火箭回收索的捕获状态精准估计。基于任意拉格朗日欧拉(ALE)描述的索单元,建立火箭回收索多体动力... 针对火箭回收索的高维非线性时变柔性特性和强干扰问题,提出了一种基于多体动力学模型和广义-α积分法的误差扩展卡尔曼状态估计器,用于火箭回收索的捕获状态精准估计。基于任意拉格朗日欧拉(ALE)描述的索单元,建立火箭回收索多体动力学事件驱动动态模型,给出了时变尾焰冲击作用和动态非物质状态估计点的动态网格直接表达形式,降低了模型规模的同时保证了状态变量的拓扑不变性。对回收索上可能捕获位置和速度进行状态估计,基于误差扩展卡尔曼滤波框架对状态变量和误差变量采用不同的预测更新策略。状态变量采用广义-α积分法在满足约束条件前提下进行一步预测精准计算,误差变量和误差协方差矩阵采用扩展卡尔曼方法进行预测和更新。状态误差更新后再次进行约束违约修正提高估计准确性。仿真分析表明,所提状态估计器在不改造多体动力学模型的前提下,实现了高维非线性时变火箭回收索的高效精准状态估计。 展开更多

关键词 误差扩展卡尔曼滤波 多体动力学模型 状态估计 任意拉格朗日欧拉法 广义-α积分法

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冲击波载荷下含裂纹复合固体推进剂动态响应及损伤演化

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作者 王冉 张益铭 +3 位作者 郭松林 王灏森 王宁飞 武毅 《兵工学报》 北大核心 2025年第7期121-129,共9页

含有裂纹缺陷的固体推进剂在服役周期内受到冲击波载荷影响易引发裂纹扩展,严重影响固体推进剂的结构完整性。为探究端羟基聚丁二烯推进剂在不同冲击波强度下的动态力学响应和缺陷损伤演化行为,采用激波管装置,结合纹影成像和3D-DIC技术... 含有裂纹缺陷的固体推进剂在服役周期内受到冲击波载荷影响易引发裂纹扩展,严重影响固体推进剂的结构完整性。为探究端羟基聚丁二烯推进剂在不同冲击波强度下的动态力学响应和缺陷损伤演化行为,采用激波管装置,结合纹影成像和3D-DIC技术,在0.3~0.9 MPa的压力范围内,对无裂纹缺陷推进剂试样及含十字裂纹缺陷推进剂试样进行了冲击波加载实验,捕捉了推进剂的动态变形及损伤演化过程。结果表明,无裂纹缺陷试样变形呈抛物线形状,试样变形随冲击压力增大而增大。不同裂纹缺陷深度试样在0.9 MPa冲击压力下,呈现出不同程度的裂纹扩展,多重冲击会叠加损伤,临界失效裂纹深度比例为50%~75%。残样分析显示基体裂纹、颗粒脱粘和颗粒断裂是惰性推进剂主要的失效机制。该结果对评估点火冲击条件下固体火箭发动机的结构完整性具有一定的参考价值。 展开更多

关键词 冲击波载荷 预制损伤 固体推进剂 失效模式

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小球冲击覆膜液体入水过程的动力学行为研究

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作者 陈晨 陈家辉 +4 位作者 丰翔 张未航 米麒麟 罗浩天 吴汪霞 《力学学报》 北大核心 2025年第9期2085-2096,共12页

物体入水的动力学行为涉及多相流耦合与界面能量耗散的复杂过程,在军事装备、海洋工程及仿生机器人领域具有重要应用价值.真实海洋环境中异质介质层(如油膜)的存在使得入水问题需考虑空气-油-水三相耦合作用,其动力学特性与传统气-水两... 物体入水的动力学行为涉及多相流耦合与界面能量耗散的复杂过程,在军事装备、海洋工程及仿生机器人领域具有重要应用价值.真实海洋环境中异质介质层(如油膜)的存在使得入水问题需考虑空气-油-水三相耦合作用,其动力学特性与传统气-水两相系统存在显著差异.为了研究黏性油膜对疏水小球入水运动阻力、空腔演化及闭合特性的调控机制,从而为复杂介质环境下结构体入水问题提供理论支撑,采用高速摄影实验与理论建模相结合的方法,研究对比了疏水小球直接入水与穿越不同黏度硅油膜(100~1000 cSt)入水的动力学差异,以及油膜对闭合特性及空腔形态的独特影响,并建立理论模型定量推导小球运动和空腔演化的特征量.研究结果表明:油膜通过黏性剪切力显著增加小球运动阻力,导致其入水后明显减速,通过定量估计黏性阻力与运动阻力,建立理论模型预测了入水深度随时间变化规律.油-水界面剪切作用诱发Kelvin-Helmholtz不稳定性,形成波长与振幅受油膜黏度和冲击速度影响的波纹,其中高黏度油膜(1000 cSt)促进长波(波长约3~10 mm)主导的高振幅规则波纹,低黏度(100 cSt)则以短波长(波长约0.5~1 mm)小振幅的随机波纹为主.油膜的存在造成空腔闭合深度变浅,且由于形成空腔壁面波纹,在特定条件下会发生空腔在两个位置几乎同时发生夹断的“双闭合”现象.并进一步在已有空腔闭合模型的基础上,考虑油膜特性的影响建立了修正模型,刻画了油膜的减速作用对空腔闭合深度减少效果的定量关系.针对空腔壁面波纹,利用理论模型良好地预测了小球冲击高黏度油膜形成波纹的波长及其与小球速度的定量关系,并根据黏性耗散抑制短波扰动,定性解释了油膜黏度对波纹形态的影响. 展开更多

关键词 入水 冲击 空腔演化 KELVIN-HELMHOLTZ 不稳定性 流体动力学

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丁羟四组元推进剂细观异质结构燃烧响应理论模型

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作者 王茹瑶 李军伟 +3 位作者 王小东 曹俊维 李强 王宁飞 《含能材料》 北大核心 2025年第8期867-881,共15页

为了优化固体推进剂的燃烧性能以改善发动机的燃烧稳定性,以异质结构准一维燃烧模型(HeQu1‑D)为基础,考虑丁羟四组元推进剂细观异质结构及非稳态传热过程,建立了丁羟四组元推进剂细观异质结构燃烧响应理论模型,并基于T型燃烧器试验进行... 为了优化固体推进剂的燃烧性能以改善发动机的燃烧稳定性,以异质结构准一维燃烧模型(HeQu1‑D)为基础,考虑丁羟四组元推进剂细观异质结构及非稳态传热过程,建立了丁羟四组元推进剂细观异质结构燃烧响应理论模型,并基于T型燃烧器试验进行了验证。针对不同氧化剂粒度、AP级配及铝粉含量变化下的丁羟四组元推进剂配方,在工作压强为12 MPa,扰动频率为250~2000 Hz条件下进行了计算分析,探究了组分含量、粒径级配、外部环境等变化条件下推进剂燃烧响应特性的变化规律。结果表明,模型能有效预示丁羟四组元推进剂在不同扰动频率下的燃烧响应特性,计算结果与实验拟合曲线的误差值最大为5.34%。调节AP和NA的粒度能明显改变推进剂的燃烧响应特性,且小粒径AP与大粒径NA更有助于推进剂的稳定燃烧。在组分含量方面,10%的AP被替换为RDX后,压力耦合响应函数峰值增大0.15,峰值频率减小25 Hz;10%的AP被替换为HMX后,压力耦合响应函数峰值增大0.43,峰值频率减小85 Hz。 展开更多

关键词 不稳定燃烧 丁羟四组元推进剂 细观异质结构 压力耦合响应函数

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一种元学习和强化学习结合的多飞行器协同制导律

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作者 王存灿 王晓芳 林海 《兵工学报》 北大核心 2025年第7期199-213,共15页

针对高超声速再入滑翔飞行器在复杂环境中以指定角度同时命中目标的协同制导问题,提出一种基于元学习和强化学习算法的协同制导律。考虑复杂作战环境的干扰,建立协同制导问题的马尔可夫决策模型,以飞行器运动状态和比例导引系数作为状... 针对高超声速再入滑翔飞行器在复杂环境中以指定角度同时命中目标的协同制导问题,提出一种基于元学习和强化学习算法的协同制导律。考虑复杂作战环境的干扰,建立协同制导问题的马尔可夫决策模型,以飞行器运动状态和比例导引系数作为状态空间和动作空间,综合考虑多飞行器攻击目标的相对距离、剩余飞行时间差以及过载情况设计奖励函数。基于元学习理论和强化学习算法将近端策略优化算法与门控循环单元相结合,通过学习相似协同制导任务的共同特征,提高协同制导策略在复杂干扰环境下的命中精度,实现攻击角度和攻击时间约束,同时提升协同制导策略对不同作战场景的适应性。仿真结果表明:该协同制导律能够在复杂战场环境下实现多飞行器以指定攻击角度对目标的同时攻击,并快速适应新的协同制导任务,在协同作战场景发生变化时仍能保持良好性能。 展开更多

关键词 高超声速再入滑翔飞行器 协同制导 元学习 强化学习 近端策略优化

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针对高速机动目标的逆轨协同围捕方法

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作者 李沛璘 郭杰 +3 位作者 王浩凝 刘友新 万泱泱 唐胜景 《兵工学报》 北大核心 2025年第9期99-110,共12页

针对三维场景下临近空间高速机动目标的协同拦截问题,提出一种基于虚拟目标点的逆轨协同围捕方法。通过分析目标的机动范围,结合拦截弹导引特性,推导弹群理想攻击时间的计算方法,将高速机动目标的围捕问题转化为特定时间与特定角度命中... 针对三维场景下临近空间高速机动目标的协同拦截问题,提出一种基于虚拟目标点的逆轨协同围捕方法。通过分析目标的机动范围,结合拦截弹导引特性,推导弹群理想攻击时间的计算方法,将高速机动目标的围捕问题转化为特定时间与特定角度命中空间固定平面上某一点的问题。基于理想攻击时间与攻击角度,在空间中选取虚拟目标点进行引导,使拦截弹的命中角度符合逆轨拦截条件,从而降低对拦截弹速度的需求。通过数值仿真,对典型C形和S形两种机动的目标进行拦截试验。仿真结果表明,所提方法能够成功拦截不同机动强度C形和S形机动目标,且弹群最小脱靶量小于3 m,命中角度能够满足逆轨拦截要求,具备较好的适应性。 展开更多

关键词 临近空间目标 协同围捕 逆轨拦截 虚拟目标点 机动目标

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面向在轨服务的轨道周期共振地月导航星座优化设计

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作者 何嘉欣 李翔宇 +1 位作者 王思成 何江 《宇航学报》 北大核心 2025年第8期1599-1611,共13页

针对传统地月星座优化设计方法变量多、参数空间大的问题,提出一种基于周期共振轨道库的聚类-粒子群双层优化设计方法。该方法通过生成多族地月三体周期轨道构造星座工作轨道库,以导航精度因子(DOP)均值为主指标,覆盖率为次指标,通过三... 针对传统地月星座优化设计方法变量多、参数空间大的问题,提出一种基于周期共振轨道库的聚类-粒子群双层优化设计方法。该方法通过生成多族地月三体周期轨道构造星座工作轨道库,以导航精度因子(DOP)均值为主指标,覆盖率为次指标,通过三阶段层次聚类算法获得最佳星座构型,再基于增星策略和相位优化最终获取最优星座参数。以高度为12000 km至20000 km的中轨区域及半径为36000 km的高轨区域为目标,运用所提方法开展星座优化设计。仿真结果表明,由L2南北NRHO轨道、L4及L5点平面轨道构成的归一化基准周期为1.63524、星座共振比为1∶2∶4∶4的星座导航性能最优。经过增星策略与相位优化得到的6星星座可实现低至9.2822的平均DOP值及100%的四星覆盖率,研究验证了地月导航星座为中高轨区域提供高质量导航定轨的可行性,可为未来地月导航星座设计提供参考。 展开更多

关键词 周期轨道 地月导航星座 在轨服务 聚类优化 导航精度因子

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高速飞行器液膜冷却的自适应分辨率光滑粒子法模拟研究

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作者 李欢 李强 杨秀峰 《实验流体力学》 北大核心 2025年第3期12-22,共11页

近年来,高速飞行器面临着越来越严峻的热环境和复杂的力学环境,液膜冷却凭借其独特的相变传热特性和流动控制能力,在飞行器外流场热/力耦合控制方面展现出重要应用价值。然而,针对该问题的研究还较为匮乏,当前实验研究存在诸多限制,传... 近年来,高速飞行器面临着越来越严峻的热环境和复杂的力学环境,液膜冷却凭借其独特的相变传热特性和流动控制能力,在飞行器外流场热/力耦合控制方面展现出重要应用价值。然而,针对该问题的研究还较为匮乏,当前实验研究存在诸多限制,传统数值模拟方法又难以同时处理大密度比气液交界面的复杂变形、液体蒸发/沸腾、流固耦合等问题。因此,本文发展了一种结合自适应分辨率算法和多相流传热传质算法的光滑粒子法。通过泊肃叶流和开尔文-亥姆霍兹不稳定性2个典型算例,对自适应分辨率光滑粒子法进行了对比验证,并进一步分析了影响液膜形成的关键因素。 展开更多

关键词 液膜冷却 光滑粒子法 自适应空间分辨率 大密度比多相流 流-固-热耦合

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高能固体推进剂药柱结构形变冷增压测试试验与仿真模拟

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作者 王哲君 郭琪 +2 位作者 张峰涛 刘向阳 张旭 《火炸药学报》 北大核心 2025年第8期715-723,I0002,共10页

为研究室温点火建压阶段高能固体推进剂药柱的结构形变,利用建立的全液介质的新型冷增压试验系统成功开展了实际建压条件分别为8.65 MPa、269 ms和7.48 MPa、264 ms时硝酸酯增塑聚醚(NEPE)高能固体推进剂装填的Φ200 mm圆管型固体火箭... 为研究室温点火建压阶段高能固体推进剂药柱的结构形变,利用建立的全液介质的新型冷增压试验系统成功开展了实际建压条件分别为8.65 MPa、269 ms和7.48 MPa、264 ms时硝酸酯增塑聚醚(NEPE)高能固体推进剂装填的Φ200 mm圆管型固体火箭发动机(SRM)结构试验器的室温冷态冲击试验,并基于有限元数值仿真计算获得了该试验器药柱结构在建压条件为7.5~9.0 MPa、250~400 ms时的体积变化率。试验结果表明,药柱内腔压强—时间变化曲线和容积式流量装置活塞位移—时间曲线均具有较好的可重复性和一致性,且压强—时间曲线变化特性与真实发动机的成功点火试车结果曲线特性保持一致;随着建压条件由7.48 MPa、264 ms升至8.65 MPa、269 ms,建压速率由28.33 MPa/s升高至32.16 MPa/s,药柱体积变化率由1.14%增大至1.27%。数值仿真结果表明,建压条件7.48 MPa、264 ms和8.65 MPa、269 ms时的药柱体积变化率分别为1.13%和1.29%,与试验结果的相对误差分别为0.88%和1.57%,即所建全液冷增压试验系统能够安全有效模拟测试室温点火建压阶段高能SRM药柱的结构形变量;其次,建压条件7.5~9.0 MPa、250~400 ms范围内,随建压时间增长和建压压强升高,药柱体积变化率均呈线性增加趋势,而且相较建压时间,建压压强对NEPE高能固体推进剂装药结构试验器药柱的体积变化具有更显著的影响效果。 展开更多

关键词 高能固体推进剂药柱 结构形变 冷增压测试试验 数值仿真 体积变化率

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低轨巨星座大规模失效的对地覆盖性影响规律研究

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作者 金紫涵 孙杨雨茜 +1 位作者 温昶煊 乔栋 《宇航学报》 北大核心 2025年第8期1519-1527,共9页

针对星座卫星解体后产生的碎片扩散到整个星座,影响其他卫星正常运行进而导致星座发生性能降级的现象,提出一种星座规模失效后对地覆盖性能降级规律的研究方法。基于节点叠加的多重线覆盖区间快速计算方法,以星座对地球纬度带的覆盖率... 针对星座卫星解体后产生的碎片扩散到整个星座,影响其他卫星正常运行进而导致星座发生性能降级的现象,提出一种星座规模失效后对地覆盖性能降级规律的研究方法。基于节点叠加的多重线覆盖区间快速计算方法,以星座对地球纬度带的覆盖率为指标,结合卫星解体碎片在星座中扩散的规律,设置了星座自然随机失效和按一定轨道面顺序失效的两种失效情况,进一步分析了经典低轨巨型星座构型在两种失效情况下,星座覆盖性能随卫星大规模失效而降级的规律。结果表明,轨道顺序失效情况相比自然随机失效情况,覆盖率受卫星失效率影响更大,星座对地覆盖效能降低更快。在卫星碰撞影响的扩散下,星座卫星按照轨道面顺序失效,当卫星失效率达到40%左右以及75%左右时,星座对纬度带的覆盖率分别达到最显著突变和最速下降的节点。研究结论有助于认识低轨巨型星座的失效规律,进而为应急处置方案的制定提供指导依据。 展开更多

关键词 低轨 巨型卫星星座 卫星失效 覆盖性能 星座安全

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基于预设时间一致性理论的无人机编队控制

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作者 李俊辉 王伟 +1 位作者 王雨辰 纪毅 《兵工学报》 北大核心 2025年第8期18-31,共14页

无人机编队可以实现复杂的集体任务,降低单个无人机的风险和操作难度。针对三维场景下的无人机集群编队控制问题,基于预设时间稳定理论和多智能体一致性理论,设计领-从结构下的分布式编队复合控制方法。通过分析无人机实际输入与等效控... 无人机编队可以实现复杂的集体任务,降低单个无人机的风险和操作难度。针对三维场景下的无人机集群编队控制问题,基于预设时间稳定理论和多智能体一致性理论,设计领-从结构下的分布式编队复合控制方法。通过分析无人机实际输入与等效控制之间的关系,建立多机运动学模型。为提高无人机对外部扰动的鲁棒性,结合自抗扰控制理论设计一种预设时间收敛扩张状态观测器,实现对扰动的在线估计。进一步,考虑到只有与领航者连通的跟随者能获取领航者的状态信息,提出一种预设时间收敛的分布式估计器,以快速估计领航者的状态。结合观测器及估计器的输出,提出一种预设时间收敛的一致性编队控制协议,并通过Lyapunov理论证明闭环系统的预设时间稳定性。通过构建数值仿真实验,验证了新方法的有效性。研究结果表明,新设计的控制方法在存在外部扰动的情况下可以实现预设时间内稳定的无人机编队协同控制。 展开更多

关键词 无人机 编队控制 预设时间稳定 扩张状态观测器 分布式估计器 多智能体一致性理论

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无动力滑翔飞行器集群实时协同航迹规划方法

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作者 王卓峣 李传军 +1 位作者 马景权 于加其 《兵工学报》 北大核心 2025年第8期90-104,共15页

为了解决无动力滑翔飞行器集群飞行过程中的编队变换、末端时间约束以及末端进入角度约束的在线航迹规划应用问题,提出一种基于主弹-从弹架构的无动力滑翔飞行器集群实时协同航迹规划方法。通过解耦飞行器航迹的纵向和横向剖面,设计基... 为了解决无动力滑翔飞行器集群飞行过程中的编队变换、末端时间约束以及末端进入角度约束的在线航迹规划应用问题,提出一种基于主弹-从弹架构的无动力滑翔飞行器集群实时协同航迹规划方法。通过解耦飞行器航迹的纵向和横向剖面,设计基于分段函数的攻角速度曲线方法,以应对无动力滑翔飞行器再入段的非线性约束。提出基于航向角随时间变化的协同控制方法,通过求解协同控制微分方程,得到无动力滑翔飞行器集群在再入段准平衡滑翔状态下满足编队变换,以及末端时间约束和目标区域进入角约束的航迹规划方案。进一步基于协同控制解析方法提出在线调整策略,以应对目标区域的实时变化,并证明该在线调整策略在线应用的可行性。仿真结果表明,该协同航迹规划方法可以在不同的飞行场景下实现在线协同航迹规划,且适用于多种协同控制方案,具有鲁棒性和实用性,能够为无动力滑翔飞行器集群的实际应用提供支持。 展开更多

关键词 无动力滑翔飞行器 编队控制 协同控制 航迹规划

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前体压缩对斜爆轰发动机推力性能影响研究

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作者 郗雪辰 王安琪 +1 位作者 牛淑贞 杨鹏飞 《兵工学报》 北大核心 2025年第8期313-323,共11页

为了探明前体压缩方式及压缩程度对斜爆轰发动机推力性能的影响规律,针对马赫数10、海拔35 km的飞行工况,采用理论分析的手段,研究1道、2道和3道斜激波以及压缩角度对氢气-空气斜爆轰发动机推力性能的影响。研究结果显示,压缩级数的增... 为了探明前体压缩方式及压缩程度对斜爆轰发动机推力性能的影响规律,针对马赫数10、海拔35 km的飞行工况,采用理论分析的手段,研究1道、2道和3道斜激波以及压缩角度对氢气-空气斜爆轰发动机推力性能的影响。研究结果显示,压缩级数的增加能够显著提升斜爆轰发动机的推力性能;在压缩角度2°~24°范围内,燃料比冲随着1级压缩角度的增加呈现出先增大后减小的变化趋势,2级和3级压缩角度的增加能够持续地提升燃料比冲,并延迟推力性能极值点的出现。通过分析进气压缩级数对进气道出口、掺混段出口和燃烧室出口气流参数的影响,发现这一现象主要在于1级楔面压缩角度的增加导致进气道出口气流温度快速上升,限制了爆轰燃烧的增压能力,而多级压缩能够获得更高的燃烧产物压力和速度,从而提升推力性能并降低总压损失。 展开更多

关键词 斜爆轰发动机 前体压缩 燃气压力 燃气速度 比冲

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基于正交试验的固体火箭超燃冲压发动机优化设计

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作者 冯滢 付文娟 +3 位作者 胡振坤 唐勇 赵马杰 石保禄 《兵工学报》 北大核心 2025年第9期171-183,共13页

为研究固体火箭超燃冲压发动机中硼颗粒点火和燃烧特性以及补燃室结构对发动机燃烧性能的影响,编写表征硼颗粒点火和燃烧过程的用户自定义程序,分析超燃冲压发动机中凝相颗粒的燃烧释能动态特征。基于正交设计试验方法,分别从颗粒特征... 为研究固体火箭超燃冲压发动机中硼颗粒点火和燃烧特性以及补燃室结构对发动机燃烧性能的影响,编写表征硼颗粒点火和燃烧过程的用户自定义程序,分析超燃冲压发动机中凝相颗粒的燃烧释能动态特征。基于正交设计试验方法,分别从颗粒特征参数和发动机结构角度出发,分析硼颗粒粒径、燃气入射角和凹腔深度以及两两之间交互作用对发动机燃烧效率的影响规律。研究结果表明:通过极差和方差分析,各因素对发动机燃烧效率影响大小排序为硼颗粒粒径>粒径与燃气入射角度的交互作用>燃气入射角>凹腔深度>燃气入射角和凹腔深度的交互作用>粒径与凹腔深度的交互作用,最终确定的最优组合燃烧效率达77.01%;硼颗粒粒径对于固体火箭冲压发动机燃烧效率具有高度显著影响,粒径与燃气入射角的交互作用的影响不容忽视。 展开更多

关键词 固体火箭超燃冲压发动机 硼颗粒 正交设计 交互作用 燃烧效率

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基于卫星星光观测的星惯组合导航技术

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作者 闫蓬勃 李佳豹 +3 位作者 张辉 徐晓丹 安悦晗 乔川 《光学精密工程》 2025年第17期2821-2832,共12页

针对拒止环境下,载体惯性导航设备性能受限严重的问题,提出了一种基于卫星星光观测的星敏感器/惯导组合导航技术。通过星图进行预处理,识别星敏感器视场中的恒星及卫星;利用观测的恒星信息确定系统当前姿态,根据卫星星历计算观测当前时... 针对拒止环境下,载体惯性导航设备性能受限严重的问题,提出了一种基于卫星星光观测的星敏感器/惯导组合导航技术。通过星图进行预处理,识别星敏感器视场中的恒星及卫星;利用观测的恒星信息确定系统当前姿态,根据卫星星历计算观测当前时刻卫星在地心地固系下的位置信息,确定载体与卫星位置之间的矢量关系,建立测量方程;最后结合惯导误差模型建立的系统状态方程,利用卡尔曼滤波算法实现对惯导输出的位置信息进行修正。与恒星相比,卫星与观测者之间距离有限,因此卫星观测可提供位置信息,实现导航位置误差不会随时间增加而发散,具有较高的工程应用价值。通过仿真分析了不同星敏感器测星误差及不同卫星星历误差对系统导航精度的影响,结果表明该方法具有较高的精度。最后通过静态导航试验验证导航系统的有效性,结果显示组合导航2 h位置误差优于41.42 m,对于不同的初始位置误差,导航位置精度均优于150 m。 展开更多

关键词 卫星观测 星光惯性组合导航 卡尔曼滤波 误差分析

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