空间豆荚杆机构收展过程的并行仿真计算

针对空间豆荚杆展开机构的设计,利用显式动态算法和高性能计算资源,对豆荚杆盘卷收拢和展开过程进行了非线性准静态仿真。为满足计算调试和多组工况带来的大规模计算需求,通过计算耗时、应力曲线和能量曲线的对比分析,确立了以提高加载速率为主的显式计算并行加速合理策略。计算过程和结果分析表明,动态仿真方法完全可以用来对豆荚杆机构的功能设计、结构改型和参数调整进行预知仿真,并为试验提供指导和参考。     

一种考虑摄动影响的星座构型稳定性设计方法

研究了星座构型稳定性设计方法,通过分析在长期摄动因素影响下星座各卫星轨迹偏移量,采用卫星初始参数偏置补偿原理,提出星座整体偏移思想。结合数据拟合方法,对多种摄动整体影响结果进行拟合调整,设计相应的调整方案,以消除卫星轨道在长期摄动因素下产生的偏差,保持了星座构型稳定性。在获得相应的参数调整量后,选取最为合理的设计方案,使卫星构型因摄动影响而调整所需要的能量尽可能小。     

行星际航天器主动热控系统模糊控制

对行星际航天器主动热控系统进行了研究。以“火星探路者”号为例，在其机械泵式单相液体循环冷却系统设计布局的基础上，使用更高换热效率、更低压力降的分形微管道网络换热器传递电子设备散发的热量，利用模糊控制策略对系统进行控制。通过合理的简化和假设，应用集总参数法建立系统动态特性模型，进行仿真研究。结果表明此主动热控系统能对航天器电子设备温度进行有效控制。     

空间大功率热排放系统设计

根据空间大功率热排放系统的要求,参考美国航天局提出的双翼热管式辐射散热器,提出了在结构上改进的热管式辐射散热器.总体设计为四翼对称式辐射散热器,四翼均为相同独立工作.散热器由主回路管道、泡沫碳换热器、热管和散热板四部分组成,主回路管道选取钠钾合金为工质,换热管选取水为流体工质.系统废热通过钠钾合金冷却回路传递到泡沫碳换热器,泡沫碳换热器再传递给水热管辐射板,通过辐射换热释放到太空.对热管散热器进行了结构设计以及初步热设计,为大功率深空探测器热排放系统提供了最优的设计结构及参数.     

一种基于ASCM技术的卫星通信实现方法

针对小口径卫星天线收发信噪比低和使用受限问题,文章设计了一种基于自适应扩频编码调制(ASCM)技术的卫星通信实现方法,阐述了所设计方法的卫星通信系统架构、ASCM传输帧格式及ASCM参数调整算法。经测试验证,结果表明:此方法可以实现在较低信噪比下的卫星通信信息传输,并可以灵活地根据链路情况自适应调整ASCM参数,具有抗干扰能力强、频谱利用率高、参数切换时间短和无损业务传输等优点。     

小模数圆柱渐开线外花键滚轧工艺探讨

渐开线直齿外花键,传统工艺是在滚齿机上用滚齿刀加工,效率低。在螺纹滚丝机上轧制,并对滚轧轮进行合理修正,正确调整滚轧压力、进给速度等,取得很好的效果,文中对渐开线花键的联结方式、基准齿形、检验方法、滚轧工艺及参数做了论述,对滚轧轮的合理设计给出了详细的计算公式。     

反折式二元超声速进气道研究

X-51A采用带两级压缩楔面的反折式进气道设计方案,这是一体化权衡设计的结果,要求进气道设计综合各方面因素进行多目标优化。从发动机设计角度出发对类似于X-51A的反折式二元进气道进行了研究,合理选择了进气道的设计变量并运用多目标粒子群优化算法（MOPSO）对带两级压缩楔面的反折式二元进气道按总压恢复系数、流量系数及出口马赫数三个目标函数进行了多目标优化设计,计算中性能指标参数评估基于Euler方程求解得到。通过优化计算得到了带两级压缩楔面的反折式进气道相关性能指标参数最优变化关系及结构方案,可为后续进气道与飞行器一体化权衡提供设计参考。     

鲁泊数和孔径比对直流互击式喷注器性能的影响

设计高性能喷注器、提高发动机比冲性能是发动机设计者一直追求的目标。对于直流互击式喷注器,鲁泊数和孔径比是影响喷注器性能的两个关键参数,而且两者之间有一定关联。为了初步研究鲁泊数和孔径比参数对直流互击式喷注器性能的影响,合理匹配两者的关系,设计了三种状态的喷注器,进行了混合比分布试验和热试车考核。结果表明,兼顾鲁泊数和孔径比才能使氧化剂和燃料达到最佳混合效果,提高燃烧效率。     

SAF数控等离子切割机切割加工工艺

结合实际介绍了数控等离子切割机切割工艺方法、操作规程的控制要求及其工艺参数的调整 ,通过合理地选择工艺参数 ,获得了优良的切割质量 ,为数控等离子切割机的应用提供了参考性的意见。     

发动机组合件试车架数字化设计方法

为了适应液体火箭发动机组合件试车振动与脉冲载荷大、空间尺寸变化大、试验参数调整幅度大及热环境复杂等特点,组合件的试车架需要在复杂力热环境下具备快速调整能力,提出了一种发动机组合件试车架的数字化设计方法,该方法包括了虚拟装配与三维设计、模块化组件设计,可靠性设计及优化设计等内容。利用Pro-E三维建模实现了虚拟装配,确保支撑结构的合理可靠;模块化设计方法的应用提高了设计效率与结构快速适应性;结构强度计算应用有限元静态仿真及模态分析方法,解决了快速脉冲及振动载荷环境下的可靠性设计;通过一维搜索优化设计方法,解决了热管道支撑结构的优化设计。该方法已应用于液体火箭发动机某滚控装置的试车架设计中,同时为类似形式组合件试验试车架设计提供了参考。     

吸气式高超声速飞行器助推-巡航轨迹优化

针对吸气式高超声速巡航飞行器建立了纵向平面内的二维轨迹优化模型(包括火箭助推段和吸气式飞行段),其中大气模型、气动力模型和发动机模型均建立了比较详细的模型,能够比较全面、准确地描述吸气式高超声速巡航飞行器的特征;基于配点法建立了适用于高超声速巡航飞行器助推-巡航轨迹优化的方法,在求解非线性规划时引入了规范化处理、稀疏分析和偏导数计算方法等,以提高优化效率;对吸气式高超声速飞行器助推-巡航轨迹进行了优化研究,分析了典型设计参数变化对最优轨迹的影响。仿真结果表明:所建立的方法能够快速、高精度求解吸气式高超声速巡航飞行器轨迹优化问题,并且能够方便地分析设计参数变化对最优轨迹的影响,可用于吸气式高超声速飞行器飞行剖面设计与优化。     

A new real-time guidance strategy for aerodynamic ascent flight

Reusable launch vehicles are conceived to constitute the future space transportation system. If these vehicles use air-breathing propulsion and lift taking-off horizontally, the optimal steering for these vehicles exhibits completely different behavior from that in conventional rockets flight. In this paper, the new guidance strategy is proposed. This method derives from the optimality condition as for steering and an analysis concludes that the steering function takes the form comprised of Linear and Logarithmic terms, which include only four parameters. The parameter optimization of this method shows the acquired terminal horizontal velocity is almost same with that obtained by the direct numerical optimization. This supports the parameterized Liner Logarithmic steering law. And here is shown that there exists a simple linear relation between the terminal states and the parameters to be corrected. The relation easily makes the parameters determined to satisfy the terminal boundary conditions in real-time. The paper presents the guidance results for the practical application cases. The results show the guidance is well performed and satisfies the terminal boundary conditions specified. The strategy built and presented here does guarantee the robust solution in real-time excluding any optimization process, and it is found quite practical.     

弹性飞行器的传感器位置设计

为了消除飞行器的气动弹性与控制系统之间的互相影响,必须适当选择传感器的安装位置。用现代控制理论的方法研究了弹性飞行器传感器的平面设置,提出了带常参数的最优过程模型,建立了旨在抑制弹性振动的性能指标。把庞特里亚金极大值原理与样条拟合方法结合起来,得到了用于速率陀螺设置的简单公式。实例分析和计算表明,利用该方法所得的结果比根轧迹方法简单、准确。     

降低气动非线性的高超飞行器总体优化方法研究

针对高超声速飞行器严重气动非线性特性给控制系统设计提出的高要求,基于推广的随控布局思想,从控制系统设计角度对高超声速飞行器总体提出气动非线性程度低的优化设计指标。引入高超声速飞行器气动非线性特性度量——非线性度的定义,通过气动工程估算建立非线性度与飞行器总体外形参数关系的表征模型,将非线性度表示为总体外形参数的函数;采用遗传算法求解以总体外形参数为决策变量和以非线性度最小为目标函数的优化问题;最终确定随控优化思想下的高超声速飞行器总体优化策略。算例分析表明,本文提出的总体随控优化方法对于改善高超声速飞行器的气动非线性特性简单有效。     

航天器相对运动水滴型悬停轨道研究

对航天器相对运动的C-W方程进行了分析,提出了航天器相对运动轨道设计中的一种水滴型悬停轨道,能够实现航天器相对空间目标在一定范围内进行悬停,并且只需使用脉冲速度增量控制即可实现长时间的悬停。文章对悬停轨道的悬停周期与目标航天器轨道参数和悬停位置的关系,以及悬停控制所需的速度增量ΔV进行了分析,给出了进行悬停轨道选择及设计的工程方法,并对C-W方程的状态转移矩阵进行了推导,得到了由常规的后方伴飞轨道使用脉冲速度控制方案进入目标星正下方的悬停位置的初始速度增量、转移时间及末端速度增量。根据分析结果,水滴型悬停轨道有利于工程实现,其设计方法可以应用于航天器在轨服务、侦察、巡视等任务的轨道设计。     

基于多学科参数化建模和灵敏度分析的飞行器分级优化设计方法

提出一种将飞行器参数化建模、灵敏度分析与气动/隐身综合优化设计相结合的方法.该方法的流程为:(1)建立面向多学科设计的参数化模型,提取分级参数;(2)对分级参数进行灵敏度分析,筛选设计变量;(3)基于分级优化流程,应用多目标优化算法进行飞行器气动/隐身综合优化设计.以一个四尾翼布局飞行器气动/隐身综合优化设计为例,阐述流程的实现过程,结果表明这种方法具有如下优点:(1)多学科参数化建模为气动和隐身性能分析提供统一的参数化模型;(2)使用灵敏度分析工具对分级设计参数进行筛选,精简优化设计任务;(3)基于分级参数和灵敏度分析进行分级优化设计,优化适应值提高56.1%,耗时减少57.02%.     

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。     

考虑飞行品质约束的空天飞行器控制舵面设计及优化

针对放宽静稳定度条件下水平起降空天飞行器控制舵面尺寸设计难度大的问题,提出了一种基于代理模型的控制舵面一控制参数一体化设计方法.首先,基于鸽群算法构建了包含结构参数的空天飞行器气动特性代理模型,获得了气动特性参数随飞行条件、控制舵面尺寸及质心位置的变化关系,为控制舵面一体化设计提供输入.然后,设计了基于C*结构的空天飞...     

基于准则法的阻尼结构拓扑优化

针对阻尼结构设计,利用拓扑优化技术研究了阻尼结构模态损耗因子最大化设计问题。采用 密度法（Pseudo\|density Method）和材料属性合理近似模型（Rational Approximation of Material Properties, RAMP）建立了以阻尼材料用量为约束条件、模态损耗因子最大化 的阻尼板结构拓扑优化数学模型,并进行了灵敏度分析;利用优化准则法（Optimality
criteria, OC）,给出了阻尼结构拓扑优化设计方法和流程,得到了在一定阻尼材料用量下 阻尼板结构的模态损耗因子最大的阻尼材料最优分布构形。相关算例结果表明该方法适合于 阻尼结构的优化设计或轻量化设计。
     

火箭结构估重与总体优化设计的数字化实现及应用

火箭新型号总体方案论证时,一般借鉴国内外相近规模和相同推进剂火箭的结构系数进行类比确定子级结构系数,按照比例系数分配贮箱和壳段等部段的质量,但该质量分配不能反映载荷对结构设计的影响,在细化迭代设计中易造成方案无法闭环,导致设计工作反复。为了加快总体方案论证,提出一种基于载荷的箭体结构快速估重方法,开发形成结构估重数字化模块并嵌入总体设计平台。应用案例表明,提出的数字化估重平台能够有效提高估重精度,同时显著缩短论证周期,兼具总体方案比较和优化、全箭质量管理等功能,能有效降低方案推翻重新设计的风险,在新型号总体方案论证中发挥了重要作用。