案例调整技术在固体火箭发动机总体设计中的应用

以提高固体火箭发动机(SRM)总体设计中设计经验和设计知识的重用为目的,将基于知识工程的设计方法应用于SRM总体设计。研究了SRM总体设计案例表示方式,提出了两级层次结构的案例调整模式,并针对SRM系统特点建立了SRM总体设计的因果过程模型。在此基础上,提出了SRM总体设计的案例调整框架。最后,应用该调整技术实现了具体设计实例,通过与传统总体设计比较,设计结果一致性好,证明了该技术的有效性。     

基于图像识别的机械振动信号特征提取与寿命预测方法研究

滚动轴承作为许多机械设备的关键组件,被广泛应用于机械制造、航空航天等领域,其健康状态直接影响了相应设备的剩余寿命,因此在设备故障预测与健康管理(Prognostics and Health Management, PHM)领域,滚动轴承寿命预测具有很高的研究价值。目前基于数据驱动的轴承寿命预测方法主要利用特征提取并构造健康因子(Health Indicator, HI),然而在这一过程中特征的选择与融合依然依赖于专家先验知识,并且健康因子也很难从复杂的时序数据中进行提取。因此,提出了一种新型的数据驱动寿命预测算法,在特征提取方面,通过连续小波变换(Continuous Wavelet Transform,CWT)将传感器振动信号转换为时频谱图,再通过深度残差网络(Deep residual network, ResNet)结合时空卷积网络(Temporal Convolutional Network, TCN)将时频谱图中的时域频域特征构造成为健康因子,最后完成剩余寿命预测。本研究在PRONOSTIA数据集上与现有的数据驱动算法进行了对比,证明了该算法可以更准确地完成剩余寿命预测。     

某固体推进剂湿热老化模型

通过对常用失效物理模型的分析和总结,结合量子力学理论关于电子产品老化反应速率与环境温、湿度的关系,以推进剂力学性能参数为研究对象,建立了固体推进剂贮存使用寿命的湿热老化模型,并通过试验数据拟合得到具体的经验公式。该模型可作为湿热环境下固体火箭推进剂贮存使用寿命预估的理论依据,也可作为固体火箭发动机剩余寿命计算的参考模型。     

弹头遥测用低电平测温技术评述

简述该技术的特点、主要问题和在弹头遥测设计中的不合理情况及由此带来的后果;分析产生问题的原因及对温度遥测数据的影响;讨论连线形式、连线误差及其修正方法;并介绍提高测温精度的措施;最后对该测温技术作了简要的评估。     

可压缩性修正湍流模型的高超声速飞行器流场模拟研究

采用经可压缩修正后的标准k-ε湍流模型对一类高超声速飞行器模型的气动特性进行了研究。计算中主要考虑了马赫数和飞行攻角的影响。计算结果表明,通过可压缩性修正,标准k-ε湍流模型能准确捕捉激波结构和复杂的压力变化规律;在激波系和预压缩面间构成的流动域内形成了高压均匀流动,实现了飞行器设计目标;在激波结构和激波发展趋势方面,计算结果和实验数据符合得很好,而两者在前体预压缩面上的压比值方面略有差异;经可压缩性修正后湍流模型的计算结果要明显优于原始湍流模型,可作为高超声速气动计算的有效方法。     

仿真基加速寿命试验优化设计方法研究

加速寿命试验可在较短时间内获得产品的可靠性信息，如何设计试验方案使加速寿命试验的结果最准确、代价最小，是加速寿命试验方案设计的一个主要问题。针对加速寿命试验解析优化方法在某些场合最优解的解析形式难以得到甚至不存在的情况，提出了一种新的基于Monte Carlo仿真的加速寿命试验优化设计方法。该方法通用性好、适用范围广。Monte Carlo方法通过大量的重复模拟试验得到问题的近似解，但要得到更精确的近似解，模拟试验的次数必须增多，因而所需要的计算量增大。利用目标函数的连续性，将非参数化曲面拟合引入优化过程，使计算量大大下降，满足了工程应用的要求。算例的结果说明了本文提出方法的正确性与有效性，敏感性分析结果表明该方法具有一定的鲁棒性。     

仿真基退化试验优化设计方法研究

退化试验可以弥补寿命试验和加速寿命试验的不足,通过观测性能退化数据,对退化数据进行统计分析,实现高可靠长寿命产品的可靠性评估。如何设计试验方案使试验评估结果最准确,实验代价最小,是退化试验应用中面临的一个重要问题。本文针对解析优化方法在某些场合最优解难以得到的情况,提出了一种新的基于Monte Carlo仿真的退化试验优化设计方法,并通过算例研究了方法的有效性,针对该方法的敏感性分析结果表明,在较小的模型偏差情况下,最优的退化试验方案具有一定的鲁棒性。     

试验模态综合技术的误差理论研究及工程实际应用

本文分析了在大型工程结构的实际应用中采用动态剩余模态的试验模态综合技术所产生的误差,进行了减小各种误差因素的相应理论研究。它包括子结构主模态归一化过程中以试验数据为基础的正交性质量矩阵修正以及对试验实测的动态剩余模态的非线性修正。通过对运载火箭结构的实际应用,证明本文所提出理论方法及手段是正确和有效的。它对于将试验模态综合技术成熟地应用于大型复杂结构以解决目前所面临的全结构动力学试验的困难,具有重要意义。     

基于及时修正策略可靠性增长的动态Bayes评估方法

针对指数寿命型设备在及时修正策略下的可靠性增长过程,提出了一种动态Bayes评估方法。该方法建立了及时修正策略下的AMSAA模型,并依据已有研制试验数据,对下一次试验的设备失效率进行预测,并将预测结果作为对新技术状态下设备失效率的验前认识,然后利用最大熵方法给出设备失效率的验前分布,进而实现对产品可靠性增长的Bayes统计分析。最后给出了该方法的具体算例,通过对比分析证明了该方法的有效性。     

基于修正Arrhenius活化能方法的HTPB推进剂贮存寿命预估

对HTPB推进剂高温加速寿命试验的老化起点进行了修正,并将Arrhenius方程中活化能与温度的函数关系修正为多项式形式。通过2种HTPB推进剂老化试验数据的回归结果得到修正活化能方法的老化模型,外推出25℃下的贮存寿命分别为12.8 a和11 a,与常温外推试验数据相符,且误差小于传统Arrhenius方法。     

航天器自旋对测轨数据影响的修正方法

从测量原理上分析了航天器自旋对地基无线电测轨数据的影响,提出了测距和多普勒测速自旋影响修正方法,该方法也可用于估算航天器天线安装位置与自旋轴的距离。利用修正方法对嫦娥二号地月转移飞行段的地基测距与多普勒测速数据进行处理,解算的嫦娥二号天线安装位置精度在厘米量级。使用修正后的测距和多普勒测速数据,并融合时延与时延率测量数据,进行定轨计算,结果表明,使用修正后的测轨数据对事后定轨计算有近50m的精度提高。     

卫星寿命指标分配方法研究

针对卫星寿命要求如何分解的问题,提出了一种卫星寿命指标分配的方法,在确定卫星耗损寿命要求的基础上,通过开展寿命建模,开发了一种基于蒙特卡罗仿真迭代的寿命指标分配算法,实现了卫星寿命指标的量化分解。该方法可在当前卫星寿命设计工作中推广应用。最后,文章对卫星长寿命设计工作提出了相关建议。     

利用热平衡试验稳态数据修正对接机构热模型

根据热平衡试验数据与计算结果的比较,分析两者存在差异的原因,用热平衡试验稳态工况数据修正对接机构热模型中的单元划分和热网络方程。研究了对热网络方程修正的方法,基于参数化和节点群概念改进参数化节点群整合方法,以明显减少需修正系数的数量,并与分级修正和局部修正综合,提高热网络修正方法的实用性。算例表明：通过热模型修正使温度计算值与试验值的偏差达到允许的要求,表明该热模型修正方法有效。     

卫星气体工质剩余量高精度显式计算方法

为获取卫星气体工质在高压下的剩余量,研究气体密度的不同算法,结果显示:基于理想气体状态方程的密度计算在高压下存在误差;Redliche-Kwong（RK）方程对氮气密度的计算与NIST数据库查询结果最为接近。为在判读卫星实时遥测数据期间快速获取气体工质剩余量,基于数学拟合公式提出一种气体工质剩余量的显式计算方法,并采用气瓶容积随压力变化的线性模型对气瓶膨胀的影响进行修正。地面试验结果表明,该显式计算方法与实际测试结果符合良好,气瓶随压力的膨胀量呈线性变化,气瓶容积修正能够有效减小计算结果的误差。该方法针对某卫星冷气推进系统的计算结果显示,计算剩余量的不确定度为180 g,相对不确定度为0.62%。     

火星探测转移轨道中途修正分析

中途修正分析是深空探测任务设计的关键步骤。首先讨论火星探测中途修正速度增量的求解方法,并由此对多次修正问题进行了Monte Carlo仿真分析。为满足不同的计算需求,针对速度增量的求解问题,给出了精确算法和快速算法两种思路,并对二者的解算精度进行了对比。以2018年某火星探测轨道为例,根据设定误差,计算得出了各次修正速度增量和残余误差随修正时间变化的数据曲线,进而对修正时机的选择问题进行了讨论,并对5次修正策略进行了仿真分析。实验表明,Monte Carlo仿真数据能够直观地反映多次修正的基本规律,讨论结果可以为修正策略的制定提供一种思路和数据参考。
     

动态力测试数据处理及误差分析研究

分析了动态力测试系统的响应特性,找出了测试系统固有特性对动态力测试的影响规律,提出了一种动态力的测试数据处理方法。用该方法首先计算动态力输出曲线两个相邻零点之间的动态力均值,然后再求出该均值与动态力曲线上两个外侧交点之间的动态力均值,依此类推,迭代求得动态力的幅值、延迟时间等参数。对测试过程中误差的产生原因进行了分析并提出了减小测试误差的措施。结果表明,增加系统的阻尼振荡频率和动态力的周期,可有效降低幅值误差和延迟误差,从而对实际检测系统的设计和误差修正提供理论依据。     

降低亚轨道飞行器再入法向过载峰值的攻角设计方法

针对亚轨道飞行器再入中的大过载问题,提出一种通过保持法向过载动态平衡以大幅降低法向过载峰值的攻角设计方法。该方法基于再入飞行中过载演化特性,通过自主分段、预测反馈及迭代修正对再入攻角进行设计,使攻角变化率与法向过载的期望平衡值相适应,并可经过重复计算及收敛实现法向过载峰值最小化。仿真计算的结果表明,该方法能够大幅降低亚轨道飞行器再入中的法向过载,且按照该方法设计所获攻角策略可有效用于亚轨道飞行器再入任务规划、再入轨迹和制导律设计。
     

基于神经网络的非线性结构有限元模型修正研究

现有的动态有限元模型修正方法几乎都是建立在线性假设基础之上，修正中利用固有频率等线性系统特征量。工程中，真实的结构振动系统都是非线性的。虽然在许多情况下，线性化假设获得的结果能够较为准确地反映真实系统的特性。但是，在结构的非线性特征较为明显时，必须考虑非线性因素，这时，现有的模型修正方法将不再适用。现以非线性梁为研究对象，采用基于神经网络的修正方法探索了非线性结构的有限元模型修正问题。仿真研究中利用有限元分析的响应数据训练神经网络。修正结果表明，包括非线性弹簧刚度系数在内的三个设计参数修正后误差均在1％以内。说明基于神经网络的有限元模型修正方法适用于解决非线性结构的有限元模型修正问题。     

长寿命卫星寿命评估方法探讨

分析了影响卫星长寿命的关键因素,调研了当前卫星寿命评估方法的研究进展情况,包括基于性能退化和加速退化的无失效寿命数据评估方法,此外还对基于推进剂剩余量预测的卫星寿命评估方法进行了探讨。     

嫦娥三号推进系统在轨推进剂耗量计算方法

嫦娥三号推进系统推进剂剩余量是探测器每次变轨前需要确认的重要数据,液体推进剂剩余量计算误差会导致对嫦娥三号探测器质量估计错误,从而导致预期目标与变轨结果发生偏差,需要对轨道进行修正,导致在轨推进剂消耗量额外增大.因此,选择合理的在轨推进剂耗量计算方法是圆满完成嫦娥三号探测器飞行任务的保障。通过比较各种推进剂剩余量测量技术的测量精度、测量可靠性及使用成熟度,同时考虑嫦娥三号推进系统的实际产品配置情况和研制试验情况,嫦娥三号探测器在轨推进剂耗量计算采用加速度计法和薄记法进行综合估算.其中,轨道机动时主要采用加速度计法进行计算,其他时段主要采用薄记法进行计算。飞行试验数据分析表明,该方法有效且精度较高,可以推广应用于空间推进系统在轨推进剂耗量计算。