固体推进剂中裂纹扩展的一条新定律

确定控制推进剂中裂纹扩展的Paris定律,给出了应力强度因子和裂纹扩展速率之间的幂律关系。但是,这对正确表达粘弹材料中裂纹扩展不尽合适。利用线性累积破坏理论和破坏区的概念,我们给出如下修正定律 da/dt aT=Aα/t_m式中α是达到最大应力σ_m时裂纹前端区域的长度,t_m是与单向拉伸试验中的最大应力相应的时间。就单边预裂试样的拉伸试验而言,本定律可使其结果的分散大大减小,研究中采用CTPB和聚氨酯推进剂。     

双组元落压推进系统混合比控制方法

双组元落压推进系统以其简单、高可靠、高比冲的特点在空间飞行器上逐渐得到应用。由于双组元落压推进系统压力和推进剂流量存在明显的变化,其混合比控制方法与双组元恒压推进系统存在显著的区别。本文分析了双组元落压推进系统混合比的影响因素,构建了混合比计算模型,提出了基于初始贮箱压力控制混合比的方法,并通过推进系统热试车验证了混合比控制方法的有效性。试验结果表明:通过控制初始贮箱压差不超过0.05 MPa,可将系统混合比偏差控制在不大于1.8%的指标范围内。     

多模态RBCC主火箭混合比对引射流动燃烧影响

针对宽范围飞行的二元中心支板式构型,采用发动机与飞行器前后体集成的全流道数值模拟计算方法,研究了主火箭混合比对RBCC引射模态超声速飞行阶段燃烧室流动燃烧及发动机性能的影响。结果表明,主火箭混合比为2.4无二次燃料喷注时,燃烧室出口气流平均总温最高,恰当比和贫燃主火箭可通过二次燃烧组织获得高于主火箭富燃工作情况下的总温,主火箭混合比影响主火箭射流温度,并通过与引射空气的掺混燃烧,与二次燃烧共同决定着燃烧室内的释热区间和压强分布情况,进而影响引射比及发动机性能;引射比随混合比的增大而增大,Ma=1.5、2时,引射比最大相差比例可达77.3%和109.0%,二次燃烧组织使得燃烧室下游压强迅速升高并前传,导致引射比迅速降低,主火箭混合比仍对引射比产生重要影响;在以亚燃和超燃模态为设计重点的受限流道内,主火箭恰当比工作可兼顾主火箭推力及燃烧室推力,进而获得更高的发动机性能,Ma=1.5、2时,推力增益分别达到22.0%和36.6%,发动机比冲分别为3 696 N·s/kg和4 136 N·s/kg,主火箭混合比对提升引射模态超声速段引射比及发动机性能具有重要影响。     

气氧/气甲烷火炬式电点火器燃烧仿真与热试

火炬式电点火是可重复使用液氧甲烷发动机较为可行的点火方式之一。针对气氧/气甲烷火炬式电点火器开展了燃烧流场仿真和点火试验研究。燃烧仿真结果表明,在混合比接近当量混合比时,仿真结果与理论计算结果吻合较好,混合比富燃程度较高时,两者的偏差显著增大。另外,随着混合比的增大,火花塞所处的热环境逐渐恶化,加大了火花塞被烧蚀的风险...     

发射圆轨道卫星运载火箭的制导

圆轨道卫星偏心率的一阶偏导数在入轨点不存在,因此,给我们沿用以往的线性偏导数制导理论造成了困难。经过研究简捷地找到了圆轨道卫星偏心率偏差的毕达哥拉斯公式,解决了发射圆轨道卫星制导问题,并给出了通过调整发动机关机时间和末级飞行程序来达到设计时需要的圆轨道的标准指标公式。     

基于无滚转导弹两级轴线出现偏差的级间分离运动分析

针对导弹飞行过程中存在扰动因素影响时两级轴线出现偏差的情况,建立了无滚转导弹的偏差分离模型。基于此模型,对常风、发动机推力偏差、连接误差等3种扰动下的导弹级间分离过程进行了仿真计算。计算结果表明,仅存在垂直风影响时,导弹俯仰角增大较多,分离过程时间减少,发动机推力正偏差和横移加快弹体分离,发射时助推级俯仰角不变,不同主级连接误差对分离过程时间影响微弱。计算结果与飞行力学理论一致,进一步证明了偏差分离模型的正确性。     

火箭弹概念设计的多学科优化设计方法

为了在火箭弹概念设计阶段就可综合考虑质量、气动、动力及弹道等诸多学科的影响和耦合作用,引入了多学科优化设计方法。对该方法应用中的问题定义、基本流程、总体方案作了详细说明,对涉及的一些难点和关键点进行了分析,并给出了可行的解决方案。通过算例验证了该方法的可行性和有效性,与原型弹相比,单级推力方案的有效载荷比更高、最大马赫数更小、发动机工作时间更短;在射程基本不变的情况下,双级推力方案比单级推力方案的最大马赫数更小、火箭弹总的飞行时间更短,有效载荷比大幅降低。最后,讨论了包括密集度问题在内的进一步研究方向。     

一种基于任务分区的轨道转移飞行器轨迹重规划方法

针对轨道转移飞行器入轨任务中可能的异常状态,提出一种基于任务分区的在线轨迹重规划方法。将重规划问题描述为非线性系统最优控制问题,在地心惯性坐标系中建立飞行器的状态方程。考虑轨道倾角偏差与远地点高度偏差,设计任务分区并完成目标轨道决策。根据不同分区确定相应的性能指标与约束条件,以目标轨道为圆轨道的任务为例,构建凸优化问题并采用序列凸规划方法完成求解,使轨道转移飞行器出现飞行偏差时能够预测可达范围并重新规划任务飞行轨迹。仿真结果表明这种方法可以在飞行任务中快速实现不同条件的轨迹重规划设计,对异常状态实现一定程度的补救。     

利用中间轨道法进行显式制导的方法探讨

本文用中间轨道法研究飞行器的显式制导。第一部份研究了需要速度的显式制导方法,给出了制导公式。第二部份研究利用外部信息估计落点偏差。分析表明,在自由飞行段5点测高可以估出落点偏差。所有结果可用于研究卫星拦截、交会和卫星轨道转移。     

通信拓扑切换下的多飞行器协同拦截方法

针对通信拓扑切换条件下的多飞行器协同拦截问题,提出了一种基于扩张状态观测器的协同制导方法。建立协同制导设计模型,将协同拦截问题转换为视线稳定条件下的剩余飞行时间调节问题。为解决机动目标状态不确定的问题,将目标的状态视作扰动,设计扩张状态观测器来估计机动目标的状态,并在制导律中对目标的机动进行补偿。利用有限时间一致性理论进行一致性控制协议的设计,实现各飞行器剩余飞行时间的有限时间一致,并利用Lyapunov稳定性理论分析通信拓扑切换情况下闭环系统的有限时间稳定性,给出了系统一致收敛时间。仿真结果表明,在通信拓扑变换的情况下,设计的观测器能够有效估计目标状态,且协同制导律能够满足对剩余飞行时间的控制要求,进而实现协同拦截。     

基于靶试的导弹自主飞行可靠度评估研究

自主飞行可靠性是空空导弹重要的战术技术指标,通常在设计定型时结合靶试进行考核。本文首先论述了空空导弹自主飞行可靠度的置信度与抽样检验中使用方风险之间的关系,当把最低可接受值作为检验下限时,使用方风险即为1减去最低可接受值的置信度。之后以某型导弹设计定型自主飞行靶试方案为例,对经常使用的评估方法进行理论分析,指出传统评估方法不能科学评定自主飞行可靠度。在此基础上,给出适合该靶试方案的自主飞行可靠度评估方法。     

一种月球飞船动力下降预测制导方法的研究

研究了一种月球飞船动力下降段的预测制导方法。首先在轨道平面内建立了月球飞船飞行力学模型;然后基于开普勒轨道力学,由飞船当前飞行状态预测其落月位置和速度,以及相应的剩余飞行时间。设计了切向和法向解耦的闭环制导律。切向制导律根据预测的落点速度偏差和剩余飞行时间形成切向推力控制量来控制飞船速度大小,以消除落点速度偏差。法向制导律根据预测的落点位置偏差形成法向推力控制量,来改变飞船速度方向,以消除落点位置偏差。所设计的预测制导律,通过解析解预测落点状态,比传统的基于数值计算的预测方法在线计算量小,易于实现。数值仿真验证了该制导律的有效性。     

固体发动机飞行性能分析与重构

在固体发动机研制过程中,发现利用飞行遥测参数计算的某末级发动机性能结果与基于地面试验的内弹道模型得到的结果存在偏差,这一偏差会影响发动机性能评定乃至火箭射程。对国内外固体火箭发动机飞行性能分析和重构方法及主要的结果进行了分析,对于特定的发动机需固化一种飞行性能重构分析方法,为提高发动机性能重构分析的精度,需要提高发动机喷管喉径烧蚀规律的预示水平,同时需要考虑飞行过程中消极质量变化以及沉积对发动机比冲的影响。最后,对发动机飞行性能分析重构后续需要着重开展的研究提出了建议。     

近圆轨道编队飞行星座相对构型稳定性分析

在近圆轨道编队飞行的假设条件下 ,根据动力学关系推导出了环绕卫星相对参考卫星的运动学简化模型 ,并以此简化模型为基础 ,研究了半长轴入轨偏差δa ,轨道倾角偏差δi ,轨道偏心率偏差δe在地球扁率摄动条件下对编队飞行星座相对构型稳定性影响 ,深入分析了各种因素的规律和特点 ,并以此对编队飞行星座轨道设计提出建议。     

飞行器程控跟踪相控阵天线安装误差补偿技术

针对窄波束高增益相控阵天线波束指向精度要求高、安装误差对波束指向的影响无法忽略的问题,提出了一种基于光学瞄准的安装误差测量方法,给出了光学测量内容和误差修正矩阵,经某型无人机飞行测试表明,该方法可以减少由安装误差带来的波束指向偏差,对高精度波束指向具有重要意义。     

J2项摄动下的远程拦截耗尽关机中制导律设计

为实现远程高精度动能拦截,针对使用固态燃料发动机的拦截弹在强时间约束下的耗尽关机问题,本文设计一种基于通用能量管理(GEM)的闭环中制导律。该制导律首先考虑了地球非球形J2摄动项对弹道影响,改进Lambert问题求解算法,在小计算量的情况下修正了因地球扁率摄动在远程拦截长时段飞行过程中引起的需求速度求解偏差,将其精度提升一个数量级。然后在GEM基础上给出了一种能量调制角虚拟映射关系实现了能量调制初段指令平滑过渡,并改变近关机点推力定向策略解决了临近关机时指令发散问题。在制导过程中加速度计反馈环节的引入增强了对推进系统参数的鲁棒性。六自由度仿真表明,相比传统GEM制导律,该制导律精度更高,任务适应性强。     

一些评定液体弹道式导弹最大射程的新的统计方法

本文得到了液体弹道式导弹最大射程ｔ的精确解及算法，改进了原有的评定方法，并利用极大似然法及自动法给出了一般模型下的最大射程的评定方法，并给出了计算实例。     

自适应预测补偿的迭代制导方法及其应用研究

针对迭代制导完成后入轨参数或终端程序角修正问题,研究一种基于模型参考的自适应预测补偿迭代制导算法在运载火箭上的应用。该算法在经典迭代制导算法的基础上,根据预测的迭代终端程序角和飞行视加速度的参考模型,对关机点参数进行补偿,依据补偿后的终端指标重新规划飞行轨迹,进而得出满足入轨参数或终端程序角偏差修正的制导指令,提升迭代制导对入轨参数偏差或终端程序角的修正能力。此外,阐述了经典迭代制导的基本算法,概括了自适应预测补偿迭代制导算法的基本原理,并以大推力直接入轨、终端程序角大偏差以及满足终端程序角约束为例,给出相应工况的自适应预测补偿的迭代制导算法。仿真结果表明：该算法对入轨参数和终端程序角偏差具有一定的修正能力。     

基于速度增量序列凸化的固体运载火箭制导算法

针对高低温偏差下固体发动机推力、耗尽时间和秒耗量散布大的问题，提出了一种以速度模值增量为自变量的固体运载火箭序列凸优化制导算法。该算法以速度增量替代传统的飞行时间为自变量建立动力学模型，采用序列凸优化算法求解多约束耗尽关机制导问题，并基于速度模值增量在线辨识高低温工况，修正内弹道模型。该方法相比以飞行时间为自变量的序列凸优化算法具有更高的制导精度和鲁棒性。最后，通过某型固体运载火箭高空飞行段制导数值仿真，验证了以速度增量为变量的序列凸优化算法和内弹道修正模型的有效性。     

双元统一推进系统混合比调节技术研究

对空间液体推进系统的混合比调节技术进行了研究.根据闭环补气调节混合比原理,建立了补气调节混合比试验模型,研究了系统的流量特性.根据某同步轨道卫星平台推进系统的性能要求,给出了相应混合比的调节范围和对应的补气量,为混合比调节技术的实际工程应用提供了理论和试验依据.