KH-308聚酰亚胺及其复合材料的研究

通过分子组合技术设计并合成的PMR型聚酰亚胺KH-308，室温下具有良好的储存稳定性，使用AR2000流变仪对其成型工艺性进行了研究，树脂固化后的储能模量拐点高于360℃，冲击强度大于20J／cm^2。碳纤维增强的树脂基复合材料在250、288和320℃具有良好的热氧化稳定性，在320℃，经过500h后热氧化失重≤3％；复合材料在120℃、0．2MPa的水中具有很好的湿热稳定性，湿热老化后复合材料的热性能和力学性能变化很小。短切碳纤维增强的复合材料具有良好的力学性能、干摩擦和水环境下良好的摩擦学性能，石英纤维增强的复合材料具有宽频范围内稳定的介电常数和介电损耗。     

激光扫描大直径测量方法研究

提出了一种利用激光扫描原理测量大直径的方法，对其工作原理和光电变换电子学系统作了论述，从理论上分析了激光扫描光学系统的扫描速度特性，并详细讨论了扫描速度误差对测量精度的影响。     

TC4合金等温成形过程模拟与组织预测

在试验研究的基础上，建立了能够反映锻造热力参数对材料成形性能影响的新型本构方程，并采用变形与传热耦合分析的刚塑性有限元数值模拟方法，全面系统地研究了TC4合金的等温成形过程，基于建立的该合金动态再结晶组织的演化模型，定量地预测了等温成形过程中TC4合金微观组织的演变情况，并分析讨论了工艺参数合金微观组织演变过程的影响，从而为TC4合金热成形工艺参数的优化设计和控制提供了基础。     

月球探测技术--轨道设计和计算

分析了月球探测器的受力情况及其对轨道运动的影响。经简化和假设后 ,给出了探月轨道设计常用的各种力学模型和计算公式 ,并对其应用作了评述。最后介绍了奔月过程中工程上使用的 3种典型方案和各自的优缺点。     

涂硼正比计数管中热中子响应函数理论计算及模拟验证

对涂硼正比计数管的热中子响应函数计算公式进行了理论推导。在圆柱形几何结构下,热中子在垂直柱面径向入射和任意角度入射两种情况时的响应函数得到了一种普适性的响应函数表达式,并选取正比管典型尺寸(内径10 mm,涂层厚度3μm)进行蒙特卡罗模拟,对理论推导公式进行模拟验证,理论计算结果与模拟结果基本一致。研究表明,在垂直柱面任意角度入射的情况下,热中子的响应率随入射方向与圆柱中心距离y的增加呈规律性分布,即先增加后迅速降低,有一个峰值。在本文尺寸下,正向峰值在9 900~1 000μm之间,而反向峰值在9 700~9 800μm之间,反向较正向数值上偏小。此外,对理论计算值与模拟值、理论值与实验值的偏差进行了分析,并给出了解释。     

基于二次点火的飞行器横向转移入轨弹道设计

为了解决航天器发射过程因发射场地的地理位置约束造成的入轨夹角问题,基于火箭上面级二次点火,对航天器横向转移零速度偏差入轨弹道进行了设计。对二次点火和变射面横向转移弹道进行了研究,根据横向转移弹道特点,为简化控制程序,分时序对火箭二级非连续点火纵横向飞行程序进行了设计;并分析横向转移入轨弹道各项约束条件,建立弹道优化模型。根据弹道设计模型,以某两级液体燃料运载火箭为研究对象,对二次点火横向转移入轨弹道进行优化仿真。结果表明:入轨时刻航天器位置偏差为0.391m,速度偏差为1.277m/s,速度偏差比二次点火固定射面入轨弹道减少了737.844m/s,满足零速度偏差入轨精度要求。      

小宽高比钢桁架悬索桥颤振稳定气动措施的试验研究

以某主跨730m、宽高比小于4的钢桁架加劲梁悬索桥为研究对象,通过风洞试验考察了上中央稳定板、下中央稳定板、下横梁稳定板、导流板、双中央稳定板、双下稳定板等气动措施对主梁颤振临界风速的影响.结果表明:选取一定的尺寸(或角度),上中央稳定板能大幅提高0°和3°迎角下的颤振临界风速;下中央稳定板能大幅提高0°和-3°迎角下的颤振临界风速;下横梁稳定板对颤振临界风速的影响较小;主梁两侧栏杆上的稳定板能在一定程度上提高颤振临界风速;在桥面上下同时安装中央稳定板对于各个迎角均能大幅提高颤振临界风速;在下横梁上布置双稳定板,能在一定程度上提高0°和-3°迎角下的颤振临界风速,但同时降低3°迎角下的颤振临界风速.     

绳系卫星安全捕获策略下的释放最优控制

安全捕获是绳系卫星系统空间应用的一个重要拓展。考虑系绳质量、系统质心变化及状态、控制约束,采用基于Lagrange方程的圆轨道条件下空间绳系网捕系统三维动力学模型。建立了安全捕获模型,推导得到零相对速度条件下的安全捕获末端条件。为保证方法的适用性,将基于Legendre伪谱法的连续时间最优控制问题离散为标准的非线性动态规划问题。最后在考虑释放控制前初始面外角偏差为5°的情况下,通过数值仿真验证了方法的有效性。仿真结果表明：对于远距离释放条件下的安全捕获,系统质心变化不容忽视;最小能量与绳长加速度约束下的控制响应相比最小时间与面内角约束要更平滑。     

一种月球软着陆优化方法

提出了一种用变推力火箭发动机实现月球定点软着陆轨道的优化方法.在软着陆加速度线性变化条件下,给出了位置速度状态参数以及推力加速度、推力和秒流量的计算模型,通过调整总飞行时间和着陆点位置实现了燃料消耗最小的优化.该法简单,易于工程化,适于用变推力火箭发动机在月球上实现定点软着陆的任务.算例证明了此法的可行性和有效性.     

基于模糊前馈的空天飞行器再入姿态的模糊鲁棒跟踪控制

提出一种新的模糊鲁棒跟踪控制方法,并应用于研究空天飞行器(ASV)再入段姿态角的跟踪问题。基于ASV再入段存在外界干扰的不确定姿态动态系统的T-S模糊模型,考查姿态角跟踪误差,引入模糊前馈,得出跟踪误差指数稳定的约束条件,并在镇定控制是前馈控制的先决条件的前提下,研究了模糊前馈跟踪控制器和具有η衰减率的模糊镇定控制器的设计问题,基于Matlab的LMI(linear matrix inequalities)和FLC(fuzzy logic control)工具可实现此问题的求解。仿真结果验证了算法的有效性。