翼伞系统稳定性分析的分歧与突变理论法

文中应用分歧与突变理论法建立了翼伞系统飞行稳定性分析的方法。该方法非常程序化,便于应用计算机求解,通过计算结果的图形显示,可非常直观地了解翼伞系统设计参数对系统稳定性的影响,给出翼伞系统的全局稳定性分析结果,为翼伞设计人员提供必要的设计参考数据。     

翼伞系统稳定性分析的分歧与突变理论法

文中应用分歧与突变理论法建立了翼伞系统飞行稳定性分析的方法。该方法非常程序化，便于应用计算机求解，通过计算结果的图形显示，可非常直观地了解翼伞系统设计参数对系统稳定性的影响，给出翼伞系统的全局稳定性分析结果，为翼伞设计了人员提供必要的设计参考数据。     

国外火星低空飞行器技术发展研究

针对当前国外火星低空飞行器主要类型,包括浮空气球、固定翼、旋翼、扑翼和倾斜旋翼等的发展情况进行了调研与分析,梳理了低雷诺数气动外形设计、能源和动力系统设计、飞行自主导航控制等主要关键技术及火星低空飞行器的未来发展趋势,并对我国火星低空飞行器技术发展提出了建议。     

翼伞空投系统动力学建模与仿真

为了解决空中遇险飞行人员的救生问题和实现特殊需求时的精确空投问题,文章针对国内某型号的翼伞空投系统,首先建立了六自由度刚性连接模型,重点分析了翼伞系统的滑翔特性和转弯特性;其次,使用Open GL动画显示技术对系统轨迹进行了虚拟仿真,使得仿真结果直观化、可视化。仿真结果表明,翼伞受到侧向风作用时会随风漂移,并且漂移速度近似等于风速;翼伞受到单侧下拉偏量作用时会进行转弯运动,且单侧下拉偏量越大,转弯速率越大,转弯半径越小。仿真结果与现有的飞行试验数据一致,证明了模型的正确性和有效性,为翼伞系统在空投上的运用提供了理论支撑。     

仿鸟扑翼飞行器自主起降技术研究进展

以仿鸟扑翼飞行器自主起降技术为主要研究对象，首先通过文献调研重点分析了自然界鸟类起降方式。然后分析了国内外仿鸟扑翼飞行器自主起降技术的研究现状，并对垂直起降技术、弹跳起降技术、滑跑起降技术和滑翔起降技术进行了阐述，对相关的关键科学问题进行了梳理。最后对仿鸟扑翼飞行器自主起降技术未来的发展趋势和研究内容进行了展望。     

可控翼伞的飞行控制程序设计与运动仿真

文章介绍可控翼伞飞行控制程序的设计。以提高落点精度和减少操纵量为准则 ,设计了分阶段的归航控制程序 ,该程序中的关键参数运用仿真优化方法得以确定。为验证和改进翼伞飞行控制程序 ,构建了翼伞归航的可视化仿真环境。该仿真环境可以给出在设定条件下归航的仿真结果 ,包含翼伞系统运动轨迹的显示和统计分析结果 ,同时能直观地显示翼伞系统在三维场景中的归航过程。     

基于角速度观测器的卫星编队飞行相对姿态控制技术

建立了卫星编队飞行的相对姿态动力学和运动学模型。利用积分反步法,设计了能够保     

六自由度飞行模拟器的运动学分析与结构参数优化

对六自由度飞行模拟器进行了运动学、动力学分析，并提出了六自由度飞行模拟器的结构参数优化方法。     

仿生变构型飞行器智能控制技术:进展与展望

仿生变构型飞行器是一种为适应环境和任务的变化而具备动物外部构型变化能力的新型飞行器，变构型的动态飞行特征给控制系统设计带来了一系列挑战。飞行器仿生变构型的过程是一种飞行器“眼、耳、脑、体、翼”等多器官协调的智能行为，控制系统设计的主要目标是在“感知—决策—反馈—执行”全控制回路的框架下解决“为何变”“如何变”等智能行为的设计问题，赋予飞行器(特别是无人飞行器)在复杂干扰和不确定环境下强自主、强适应、强生存等智能能力。结合近年来智能控制和仿生技术的发展，从仿生智能的视角梳理变构型飞行器控制技术的研究现状和存在问题，指出仿生变构型飞行器设计需要完成从“方法论”“系统论”设计到“环境/任务/系统一体化”设计亦即“行为论”设计的跨越;进一步提出了机理与数据混合驱动建模、多维信息仿生感知、智能自适应变形决策、变形与飞行一体化控制、全回路安全控制等前沿科学问题，并给出了可能的解决思路。     

可控翼伞的飞行控制程序设计与运动仿真

文章介绍可控翼伞飞行控制程序的设计。以提高落点精度和减少操纵量为准则，设计了分阶段的归航控制程序，该程序中的关键参数运用仿真优化方法得以确定。为验证和改进翼伞飞行控制程序，构建了翼伞归航的可视化仿真环境。该仿真环境可以给出在设定条件下归航的仿真结果，包含翼伞系统运动轨迹的显示和统计分析结果，同时能直观地显示翼伞系统在三维场景中的归航过程。     

滚控式变质心飞行器动力学特性分析与控制

为明确滚控式变质心飞行器的控制机理，为其工程实践提供相应的理论参考，建立包含滑块运动的滚控式变质心飞行器七自由度完整动力学模型，并分析讨论其运动特性以及动力学系统的特点。其次结合频域分析法对滑块运动与载体姿态运动之间的耦合影响以及动态响应过程进行分析研究，揭示了滚控式飞行器的控制机理。同时针对其通道间的耦合效应以及执行机构参数设置对控制能力的影响分析提出了对飞行器结构设计和控制系统设计的相关要求，为滚控式变质心飞行器的工程实践提供一些理论参考。     

燃气发生器固定连接结构可靠性改进设计

为满足某火箭发动机燃气发生器固定连接结构长期贮存和长时间高温环境下可靠工作的要求,在保证原固定连接结构形式不变的前提条件下提出了改进设计方案。新的方案采用不锈耐酸钢和高温合金钢替换原普通碳钢,同时采用了新的焊接工艺方法。为了验证新卡箍连接强度和动态特性,进行了模态分析和动应力/动应变理论计算、强度破坏和振动试验。最后通过地面热试车和飞行试验对改进设计方案进行了验证,结果表明新的卡箍提高了结构连接可靠性,完全满足发动机使用要求。     

运载火箭连接强度有限元分析研究（英文）

The strength of the connection structure has always been a key issue in the structural design of a launch vehicle. In this paper, the finite element analysis method is used for the strength of typical connection structures of a new launch vehicle. The research scope includes the inter-stage connection structure and the bundle connection structure. Aiming at establishing the strength of these two connection structures under flight conditions, we built a refined finite element model, simulated the bolt tensile test and obtained a calculation criteria, and carried out finite element analysis of the connection structures under flight conditions. As a result, we not only established the analysis and evaluation method of the connection structures based on the refined finite element modeling analysis, but also provided a fast numerical simulation design method for the development of the launch vehicle's connection structures, which greatly improved the design efficiency and reduced the design risk.     

空间遥控作业机器人系统的内模控制研究

针对空间遥控作业机器人系统通讯时延严重破坏系统性能的问题，为力反馈遥作业系统建立了内模结构，对系统的透明性和稳定性进行分析并给出了控制器设计结果。给出的控制方法不仅能兼顾系统在时延下的稳定性和透明性，而且可以实现主从机械手速度与力的动静态跟踪，使系统具有良好的力觉临场感。借助于内模结构，以透明性为目标的控制器设计独立于稳定性来进行，降低了设计的复杂度，增强了控制的灵活性。理论分析和仿真实验证明该方法有效。     

温度交变环境下防热结构胶层厚度设计

再入返回式航天器飞行过程中,在轨温度交变环境下防热结构胶接热应力一直是航天器可靠性设计的关注內容恼乱浴爸忻芏确廊炔牧?硅橡胶-金属“”的胶接结构作为对象,针对典型的低地球轨道温度交变环境,选取±100℃/5个循环环境作为分析条件,用ANSYSWorkbench建立了结构有限元分析模型,考察了不同胶层厚度对于结构热应力及热变形的影响。基于有限元计算结果、热应力理论及胶接工艺分析,给出了温度交变环境下防热结构的胶层厚度设计结果.该有限元模型分析方法可为防热结构热匹配特性研究和设计提供基础依据。     

飞行器固体火箭助推器设计优化方法比较

综合考虑飞行器总体设计约束、轨道设计、气动特性与固体火箭助推器设计间相互影响的情况下,建立了飞行器固体火箭助推器总体/气动/轨道/动力多学科的系统分析模型和设计优化模型。采用传统设计优化方法和多学科设计优化(MDO)方法进行了固体火箭助推器设计优化。结果表明,固体推进单学科的最优设计不等价于飞行器总体多学科的最优设计;与传统设计优化方法相比,MDO方法一次设计优化就可得到满足飞行器总体设计指标的最优设计,得到内外弹道相匹配的助推器最优推力-时间曲线。传统设计优化方法需要飞行器总体和固体推进学科两个设计优化过程不断迭代协调,容易漏掉满足飞行器总体设计指标的最优设计。采用MDO方法,可提高固体火箭助推器的设计质量,大大减少设计迭代次数,从而缩短设计周期。     

管路焊接结构的随机振动疲劳损伤分析

航天飞行器管路结构在随机振动载荷作用下产生疲劳损伤,可能导致管路焊接结构的疲劳失效,影响飞行器正常飞行.为此,开展飞行器管路焊接结构的疲劳损伤分析研究.首先建立管路结构的有限元模型,并通过计算模态分析和试验模态分析验证模型的准确性;然后考虑材料疲劳特性的离散性,推导焊接材料的P-S-N曲线以及疲劳损伤的计算表达式;随后...     

跳跃式导弹弹道设计与优化

详细介绍了跳跃式导弹的概念及其特点,并针对某二级导弹(一级为固体火箭发动机,二级为间隔可调双脉冲固体火箭发动机),根据跳跃式导弹的飞行特点,提出了一种飞行程序角的设计方法,给出了飞行程序角的表达式,并建立了跳跃式弹道优化模型。在跳跃式导弹概念设计阶段,在总体参数给定的情况下,弹道的设计与优化能最大限度地提高导弹的性能,利用混合遗传算法对跳跃式导弹弹道进行了较详细全面的设计与优化,并作了比较。结果表明,该方法适用于跳跃式导弹方案论证和初步设计。     

基于MOEA/D的三锥体拦截器气动外形优化设计

针对由临近空间拦截器飞行环境变化剧烈导致的热流密度过高等问题,提出一种多目标外形优化设计方法,并针对一种新型三锥体临近空间拦截器外形进行优化设计。首先,建立飞行器的气动、弹道、气动热等多学科分析模型,利用高斯-伪谱法计算拦截弹道,利用桥函数法建立气动模型,并利用Fay-Riddle方法估计气动热流密度。然后,以飞行器航程、总热流量和飞行时间为优化目标,采用基于分解的多目标进化算法(MOEA/D)与伪谱法将该问题转化为一组单目标优化子问题,得到Pareto前沿并进行相关分析。最后,给出一个优于基准值,同时满足性能指标要求的新型外形。结果表明:该优化方法具有可实现性,为未来的飞行器设计提供了新思路。     

升力式再入飞行器的先进控制方法研究

为克服升力式再入飞行器现有分段控制方法的缺陷,根据动力学模型,将滑模变结构控制和神经网络动态逆法控制分别用于飞行器再入控制的外环与内环回路。建立了控制模型并进行仿真。理论分析和仿真结果表明,采用该法无需大量的增益调节,能自动适应非线性、强耦合的对象特性,以及环境的剧烈变化,减小不同飞行条件下对气动和结构参数的依赖性,自动补偿不确定因素和扰动,能较好地实现飞行器的再入控制。