摘要：为满足更长间隙距离、更高电压等级气体开关在较低工作系数下的可靠触发,设计了一种基于毛细管放电的大气压等离子体射流喷射装置,即两间隙毛细管等离子体喷射装置(two gap capillary,TGC)。通过引入中间电极将毛细管通道分为触发通道和主通道,借助触发通道在放电初始时的弱毛细管放电引燃主通道的放电,实现了重复放电。等离子体射流在触发后的169μs时达到了11 cm左右。主通道电弧电阻呈现"U型"分布,电阻值开始时随主通道电弧电流的增长快速减小,最低时不到200 m?,而后随着电流的跌落快速增加。同时,主通道电弧电阻值在电流增长时要高于电流跌落时,这一差异在流过主通道电弧电流较小时十分明显,而后随着电流幅值的增加逐渐减小。由于没有传统放电结构金属丝电爆的过程,电容器所储能量主要释放于喷射装置主通道,主通道电弧能量沉积效率几乎是传统放电结构的2倍,达到了62.7%。喷射装置寿命大概在300次左右,使用扫描电子显微镜(SEM)拍摄触发通道表面,发现喷射装置TGC中间电极的烧蚀和触发通道的碳化是影响TGC寿命的关键因素,对TGC的寿命优化设计还需做进一步的努力。

摘要：针对航天测控方案评价问题,通过对航天测控中心的实际调研,归纳出航天测控方案评价的基本原则,从测控方案的均衡性、集中性和效益性三个方面建立了评价指标体系.然后设计出一种基于ELECTRE的测控方案综合评价方法,并提出了测控方案的改进流程及方法.最后通过实例仿真,表明提出的评价指标和改进方法能够为测控方案的选择和改进提供有效的参考依据.

摘要：设计了一种单电源的变压器型高电压、大电流脉冲源。该电源只有一套放电电容,以晶闸管作为放电开关,单原边双副边的脉冲变压器作为传输线。利用二极管的单向导通特性,使变压器根据负载不同的工况运行在不同的状态,分时输出高电压、大电流脉冲。该设计利用变压器在空间上将高压输出回路和低压控制回路隔离,与一般的双电源设计方式相比,降低了驱动电路的成本,减少了装置的体积,有利于设备的小型化和紧凑化。试验结果表明:当原边18μF的储能电容充电电压为700V时,通过晶闸管开关控制电容向2∶2∶20的单原边双副边脉冲变压器放电,副边开路时输出幅值7.6kV、上升沿432ns的开路电压,副边短路时输出幅值690A、半高宽15.6μs、前沿7.0μs的短路电流,满足NL37248引燃管的触发要求。

摘要：针对暗弱空间光度曲线波动不明显的弱特征目标姿态难以估计的问题,本文基于不同观测站所得到的目标光度曲线具有差异的特点提出以空间换取精度的设想,并据此设计了多站联合光度观测并行融合的解决方案。通过分析站点位置以及站点数量对弱特征空间目标姿态估计的影响,验证了该解决方案的可行性与有效性,发现了站点的布置有规律可循。仿真表明,站点之间距离的增加以及站点数量的增加都可以减小姿态估计误差,而通过沿空间目标对太阳光线反射的相对方向布置站点可以得到更好的姿态估计结果。

摘要：针对一类具有大工作区域和快时变特性的约束非线性系统,采用多个线性参数时变(LPV)模型近似描述原非线性系统.对于各LPV模型,设计基于参数独立Lyapunov函数的局部离线预测控制器.构造各局部控制器间的切换策略,在保证切换稳定性的同时,使相互重叠的稳定域覆盖期望的工作区域.仿真结果表明,相比于已有的调度预测控制方法,所提出的方法不仅能够保证控制输入在给定的约束范围内,而且在局部控制器切换次数少的情况下,获得良好的控制性能.

摘要：针对一类具有大包线飞行和快时变特性的高超声速飞行器,采用多个线性时变(LTV)多胞模型近似地描述高超声速飞行器的纵向非线性模型.对于各LTV多胞模型,离线设计局部双模预测控制器来显式地处理控制输入和状态的约束问题,并获得相应的稳定域.然后,构造各局部控制器间稳定的切换策略.仿真结果表明,所提方法在控制输入和状态满足给定的约束范围情况下,不仅能更快地跟踪较大范围的速度和高度的指令信号,而且大幅减少了在线计算时间.

摘要：针对刚体航天器姿态控制问题,设计了有限时间状态反馈控制律。考虑存在惯性不确性和外部扰动条件下,采用四元数将姿态系统模型转化为Lagrange模型,并且首次将其以状态空间形式表示。其次,基于齐次性理论来设计标称控制器,在此基础上利用自适应滑模方法抑制总不确定进而使姿态系统能够在有限时间内收敛到原点,并且利用Lyapunov理论对其进行证明。该算法不需要事先获得总不确定的边界,对实际问题具有很好的实用性和有效性。数值仿真对比表明,此方法具有较快的收敛速度、较高的控制精度及较强的鲁棒性。

摘要：针对高超声速飞行器(HV)受外界持续干扰影响以及非对称约束限制的问题,提出了一种基于神经网络的新型复合预测控制方法。首先,为了实现HV对攻角和控制信号这2类非对称约束的限制,利用多面体不变集处理非对称约束的能力,基于HV多个速度和高度的离散点,构建多面体不变集序列,并设计HV标称纵向模型(无持续干扰)的标称预测控制器;然后,基于神经网络,设计自适应神经网络干扰观测器估计HV的速度、攻角、俯仰角速率3个回路的干扰,并获得补偿控制器,有效抑制持续干扰。仿真结果表明:在HV受到外界持续干扰以及非对称约束限制的情况下,该方法可保证高度跟踪误差和速度跟踪误差分别收敛到10-4 km和10-4 km/s的范围内,而无补偿控制方法的跟踪误差则会大幅度振荡。

摘要：针对高超声速飞行器存在参数不确定和外界强干扰的纵向非线性模型,结合非线性干扰观测器的干扰辨识能力和离线预测控制显式处理系统约束的优点,提出一种基于非线性干扰观测器的离线预测控制方法。首先针对标称情况下的纵向模型,引用多面体不变集理论,设计离线预测控制器;然后在存在干扰的情况下,采用非线性干扰观测器估计未知干扰,并设计合适的补偿增益,对离线预测控制器进行补偿,提高其鲁棒性。仿真结果表明,该控制器不仅能够有效抑制干扰,而且保证系统状态和控制输入在给定的约束范围内,实现速度和高度指令的精确跟踪。

摘要：研发了一套具有自主知识产权的火星探测器精密定轨及动力学参数解算软件系统,介绍了软件的设计思路与基本结构。对2009年8月中国甚长基线干涉测量网跟踪的火星快车号三程多谱勒数据和相同弧段欧洲空间局的双程多谱勒数据进行了处理。结果表明,对于三程多谱勒数据,精密定轨后的残差处于0.079 mm/s的水平,轨道与比利时皇家天文台发布的火星快车精密轨道(精度20～25 m)最大差距小于100 m;对于欧洲空间局双程多谱勒数据,精密定轨后的残差处于0.067 mm/s的水平,轨道与精密轨道最大差距小于10 m。对火星快车跟踪数据的处理结果表明该软件可靠。