包容理论在导弹构件外形偏差评定中的应用

阐明了导弹的机械构件在设计和加工过程中有严格的精度要求,对于已经生产出来的构件,需要对其进行外形偏差评定;包容理论就是建立构件最小外包容模型,评定其外形偏差的方法。该方法不但可以鉴定构件外形是否合格,而且能够反映出加工工艺的误差。文中还应用包容理论对导弹的一例构件建立外形偏差的数学模型,并进行了计算分析,计算结果证明该例构件外形在偏差允许范围内。     

舰载反潜导弹射击散布及计算

讨论了反潜导弹散布原因,提出了反潜导弹的中央误差计算数模,分析射击散布规律,为反潜导弹作战研究提供了理论依据和参考。     

一种低轨星座高精度相位保持方法

针对大型低轨星座在轨运行的高精度构型保持问题,提出了一种基于极限环的高精度相位保持方法。首先,推导了实际轨道与参考轨道的平相位角偏差与半长轴偏差的关系；然后,建立了基于极限环的相位保持周期以及半长轴改变量计算方法；最后,基于推导的半长轴偏差与相位偏差的关系,提出了一种相位保持实施方法。考虑地球非球形和大气阻力的数值仿真表明：本文提出的相位保持方法能够在卫星定轨数据精度不高、数据采样间隔较大的情况下,实现低轨星座系统的高精度相位保持。     

舰载机飞行控制系统总线接口策略

对于舰载机集中式架构的飞控系统，由于外部设备、串行通信设备、ARINC659总线、处理软件等的运行频率各有差异，导致数据写入总线接口模块端（BIM）和控制与管理模块端（CPM）读取数据的速率不完全匹配，造成数据包丢失或数据包重复解析，数据传输可靠性得不到保证。对不同因素导致的读/写冲突问题进行详细的分析，分别针对数据包接收不完整和重复解析的问题给出相应的解决方案，设计了一种数据包格式并且提出数据缓冲方案。经试验验证，该方案能够保证数据包的完整性且避免了对数据包的重复解析，提升了软件的可靠性和运行效率。     

固体姿轨控发动机动态推力补偿

作为实现导弹快速机动响应的关键部件,固体姿轨控发动机的性能需要通过动态多分力测试评价,但由于推力测试台结构复杂,对测试数据补偿提出了更高的要求。本文采用双模态阻尼补偿法开展固体姿轨控发动机推力补偿研究,通过脉冲激励试验获得了主要模态参数,并对脉冲激励和发动机冷流试验数据进行补偿,验证了双模态阻尼补偿方法的可行性和应用效果。结果表明:双模态阻尼补偿效果优于单模态补偿,可以有效恢复动态推力信号。所建立的双模态阻尼补偿,在姿轨控发动机研制中得到了应用。     

连续小推力条件下星座轨道机动方法研究

基于连续小推力条件下星座轨道机动的动力学特性分析，研究了其入轨的布局置入和离轨机动方法。地球轨道上的大型星座数量巨大，传统的轨迹优化方法较难应用。针对多星入轨的星座布局置入任务，求解了分时序抬轨的相位调整问题，并在轨道抬升过程中，利用轨道倾角偏置补偿升交点赤经漂移。针对星座中卫星的离轨任务，设计了半长轴和偏心率的联合调整方法。在保证卫星快速离轨的同时，能够有效减少燃料的消耗。考虑到连续小推力机动的弧段效应，控制策略需要围绕控制效应的曲线积分进行优化。     

地球同步轨道卫星混合推进转移轨道特性分析

以地球同步轨道卫星转移轨道设计为背景，针对全化学推进燃料消耗大和全电推进转移时间长的问题，开展了化学 电混合推进转移轨道优化设计与特性分析。首先，讨论了轨道倾角和近地点幅角变化对混合推进转移轨道的影响。研究表明，在混合推进优化设计中需要将轨道倾角作为优化变量之一。然后，以近地点半径、远地点半径、轨道倾角为优化变量生成搜索网格，得到过渡轨道集。针对每条过渡轨道，构建化学推进转移段和电推进转移段。其中化学推进段采用单圈兰伯特转移解算，电推进段采用混合法优化。最后，以燃料消耗和转移时间为指标，在搜索域内开展解算分析，研究了混合推进轨道在整个搜索域内的变化趋势。该方法可以提供具有不同燃料消耗和转移时间的混合推进转移解集，拓宽了解空间，可供轨道设计人员根据任务约束灵活选用。     

太阳系边际探测飞行任务规划

针对太阳系边际探测任务，开展了星际多目标飞越的任务规划，采用小推力混合优化设计方法完成了基于借力飞行及电推进技术的行星际转移轨道联合优化设计，对比研究了面向日球层鼻尖和尾部探测的星际多目标探测飞行方案。研究表明，探测器在2024-2025年发射，可飞抵日球层鼻尖区域，在2027-2030年发射可飞抵日球层尾部区域，并可在2049年1月1日前飞离日心100 AU，实现太阳系边际空间的科学探测。其中日球层鼻尖探测任务探测器飞抵100 AU的位置位于鼻尖中心区域，可与旅行者1号、2号探测器形成有效互补。文章所用任务规划方法，可为太阳系边际探测的自主任务规划技术提供基础，相关研究成果能够为未来中国首次太阳系边际探测任务的实施提供有价值的参考。     

外形参数对涡扇发动机冠状喷口气动性能影响

为准确评估涡扇发动机冠状喷口的气动性能，首先提出了一种基于流量守恒的出口定义方式，并验证该出口定义方式与物理出口的一致性，然后对冠状喷口在设计点和非设计点工况下的气动性能进行了系统性评估与考察。结果表明：在设计点工况下，冠状喷口外形参数中，内切角对推力性能影响最大、齿数影响次之、齿长影响最小；冠状喷口下游流向涡对是导致剪切层增厚、湍动能衰减、核心区长度减小的主要原因；在非设计点工况下，冠状喷口可有效降低出口附近的激波强度，使其堵塞状态压比远高于基础构型喷管。     

深空探测器在轨推力器参数辨识方法

针对中国首次自主火星探测任务需要，结合环绕器质量特性和推进系统布局构型，分析了喷气卸载对整器角动量的影响。在分析的基础上，通过飞轮卸载前后三轴转速变化规律，计算整器角动量变化情况，并解算出每次喷气时产生的冲量及推力方向偏差；通过同组推力器作用时对各轴的扰动，解算整器质心坐标。利用在轨数据分析了天问一号探测器巡航段6次使用不同推力器的喷气卸载情况，解算的推力器方向偏差、质心坐标和地面设计值进行比对，实测推力方向偏差不超过0.6°，质心绝对偏差小于18mm，验证了计算方法的有效性和正确性，可作为后续轨控任务的点火方向制定、燃料预算的输入依据。