弹用涡扇发动机可靠性参数选择及评定方法

根据弹用涡扇发动机的结构和使用特点,选择平均故障间隔时间MTBF(Mean Time Between Failure)、起动可靠度RST(Rate of Startup Successfully)、平均故障前工作时间MTTF(Mean Time To Failure)作为弹用涡扇发动机的可靠性参数体系.MTBF是反映发动机基本可靠性参数,利用Bayes数据融合技术建立MTBF评定模型.RST是反映发动机起动可靠性参数,利用基于故障树分析方法建立起动可靠性评定模型.MTTF是反映发动机任务可靠性参数,基于在任务期间发动机关键件的寿命分布模型进行可靠性评定.通过应用表明:评定参数选择合理,指标评定方法有效,为评估弹用发动机在研制、生产、使用阶段的可靠性水平提供了参考依据.     

液体火箭发动机高效率反力式涡轮的设计

为提高比冲,闭环系统的液体火箭发动机的涡轮泵多采用反力度不大的反力式涡轮,这种火箭反力式涡轮不同于航空涡轮,其以极低的压比、极高的负荷和低展弦比为特征,在给定的叶栅大气流转折角、低展弦比、低反力度和相对大的径向间隙条件下,采用了沿叶高正攻角设计和沿叶高变功率损失设计,用以加大叶栅通道的几何收敛性,减少二次流和叶顶间隙损失,从而获得相对高的涡轮效率.      

近地轨道运载火箭轨迹／总体参数一体化优化设计

在运载火箭概念设计阶段 ,总体参数的确定结合轨迹优化设计能最大程度地提高设计性能。从工程实际要求出发 ,建立了运载火箭轨迹 /总体参数一体化优化设计数学模型。确定了近地轨道的发射轨道优化设计方法 ,采用多重参数化法将轨迹最优控制问题转化为参数优化问题。针对一体化设计问题的求解要求提出了相应的组合优化算法。结果表明 ,经过一体化优化设计 ,衡量运载火箭性能的一个重要指标———起飞总质量减少了约3 5 %。该优化模型及其求解软件已经被成功地应用到工程设计中     

空间伸展机构控制——结构一体化设计方法研究

分析了传统时序设计方法用于空间伸展机构设计存在的问题,提出了伸展机构控制设计和结构设计同时进行的一体化设计方法。将结构参数和控制系统参数作为设计变量,根据确定的目标函数,进行系统的整体优化。建立了展开后的空间伸展机构控制－结构一体化设计模型,并分析了一体化设计方法比传统时序设计方法优越的机理。此项研究将为新一代空间飞行器的研制提供理论基础和设计方法。     

发动机装配检测一体化系统设计与关键工艺

介绍了发动机装配检测一体化系统的整体架构与设计。开发了作为系统核心部件的气体静压轴承的工艺新方法,利用大型数控光学加工机床,得到光学级气浮工作面,实现高精度气浮转台制造。以此为基础,研制具有高精度、高可靠性、高易用性、可定制特性的发动机装配检测一体化系统,突破国产航空发动机装配工艺及其装备制造技术瓶颈。针对压气机转子开展装配试验,将多级装配体的累积径向跳动误差降低46%,累积同轴度误差降低30%,验证了装配系统与装配工艺的有效性。     

发动机装配检测一体化系统设计与关键工艺

介绍了发动机装配检测一体化系统的整体架构与设计。开发了作为系统核心部件的气体静压轴承的工艺新方法,利用大型数控光学加工机床,得到光学级气浮工作面,实现高精度气浮转台制造。以此为基础,研制具有高精度、高可靠性、高易用性、可定制特性的发动机装配检测一体化系统,突破国产航空发动机装配工艺及其装备制造技术瓶颈。针对压气机转子开展装配试验,将多级装配体的累积径向跳动误差降低46%,累积同轴度误差降低30%,验证了装配系统与装配工艺的有效性。     

固液火箭发动机车轮形装药参数化设计与内弹道性能研究

装药设计和内弹道性能特性研究可为固液火箭发动机的设计和优化提供基础。建立了固液火箭发动机装药设计和内弹道计算的流程与方法,根据燃面退移规律,获得了车轮形装药燃烧面积、药柱通道面积等参数随燃去肉厚的变化关系。针对给定的设计指标及动力系统方案,开展了有中心孔车轮形、无中心孔车轮形、双D形及管形装药方案设计。计算结果表明:在相同的设计要求下,车轮形装药具有更大的燃烧面积、更高的装填分数及更小的药柱长径比;管形装药的氧燃比、燃烧室压强、推力等性能参数随时间变化更小;减小药柱外径可提高管形、双D形装药的装填分数,但同时会提高药柱的长径比。研究结果对车轮形装药固液火箭发动机内弹道特性及规律的认识可起到较好的支撑作用。      

气动发动机多参数多目标寻优方法

气动发动机设计需要考虑多个参数间的耦合对性能优化的影响,且对理想功率、工作效率等多个性能指标难以建立客观的综合评价函数.为此以发动机进气压力和进排气机构部分控制参数为设计变量进行正交设计,利用灰色关联度分析法计算贴合期望指标组合的最优参数组合,并结合参数指标趋势图,依据计算结果对参数区间进行调整,通过有限次循环得到最优设计参数.经测试该算法快速有效,且设计参数与性能指标数量可扩展,对气动发动机的样机设计和实验具有重要的理论和工程意义.     

小卫星姿控与星务管理的一体化设计

介绍一种将姿控系统和星务管理系统融为一体的设计思想，它节约了星载机资源，提高了系统信息处理的实时性，很好地体现了小卫星的质量轻、体积小、成本低的优势。对姿控系统的硬件组成、卫星的飞行模式和控制策略、星务管理软件的体系结构和总结设计思想、姿控软件的星务管理软件的接口设计等内容做了重点讨论。     

层板式喷注器在空间飞行器发动机中的应用综述

综述了层板式喷注器在空间飞行器液体火箭发动机中的应用。着重举例分析了层板式喷注器应用于航天飞机轨道机动发动机、小推力姿控发动机、燃气发生器中所获得的优于传统喷注器的良好性能和效益;分析了层板式喷注器在小推力＿液体火箭发动机稳态和脉冲方式工作时对抑制排气羽流污染的有效作用;最后提出了研制层板式喷注器所需进一步做的工作。     

空－空机炮模态的综合火力／飞行控制系统设计

针对国产某型号高速歼击机的数学模型及其数字式三轴电传操纵控制增稳系统，采用经典控制理论的方法，在数字式三轴电传操纵控制增稳系统的基础上，分析、设计了一种复杂的非线性控制系统──空－空机炮模态的综合火力／飞行控制系统．文中给出了该控制系统的构成，讨论了火力／飞行耦合器的结构．数学仿真表明，所设计的综合火力／飞行控制系统具有良好的性能，由于采用的飞机数学模型及其数字式三轴电传操纵控制增稳系统的真实性，使得所设计的综合火力／飞行控制系统具有较强的实际意义和工程使用价值．     

INS／GPS组合导航系统的容错研究

本文研究了INS/GPS组合导航系统的容错问题,并提出了一个两级故障检测及分离方案。通过采用该方案,INS/GPS组合导航系统将具有较高的容错能力,并能为用户提供连续、精确的导航信息。     

卫星优化热设计方法

试图把最优化技术应用于卫星工程的热设计中,提出一种优化热设计的方法,并以14个节点模型作为实例进行了计算分析,采用Hooke-Jeeves 的直接搜索法得到了满意的结果。初步编制的计算机程序,可作为卫星热设计方案计算的基础。     

提高卫星热控系统的可靠性对策

为提高卫星（特别是长寿命卫星）热控系统的可靠性,探讨了在热控设计中涉及该系统与卫星总体关系和空间环境影响等方面应采取的对策,特别是对一些长寿命卫星常用的星体外表面涂层的性能衰退现象作了较深入的介绍;对今后关于热控系统可靠性的研究提出了建议。     

月球卫星轨道设计优化

利用带谐项J₂和J₃对月球卫星轨道进行了优化设计.首先分析了月球卫星轨道摄动因素对轨道的影响,其次推导了对应于J₂和J₃项的冻结轨道计算公式,并通过对仅包含月球引力场模型的运动微分方程,直接积分计算轨道的变化进行了验证.最后,通过合理选择初始轨道的偏心率e_o和近月点幅角ω_o,对月球卫星极轨道进行了优化设计,给出了设计公式并进行了仿真.结果表明,这种优化设计方法是很有效的.     

双节套筒式延伸喷管设计及性能增益估算

述及双节套筒式延伸喷管设计方法,重点介绍需要处理的一些具体问题,并对其性能增益进行估算,结果表明该喷管具有很大的实用价值。     

飞机环控系统的优化设计

建立了飞机座舱环境控制系统优化设计的数学模型，并对其优化设计方法进行了探讨，采用广义乘子法结合单纯形加速法，对目前军用机采用的４种环控系统进行了寻优，并对参数进行了分析。     

空间对接机构结构锁的优化设计

结构锁是实现两航天器空间对接的机电装置.本文在分析结构锁的5种机构方案优缺点基础上,通过优化比较选择了结构简单、自锁可靠的偏心轮加凸轮机构;然后对其在摆正阶段和拉紧阶段进行参数优化,其中在拉紧阶段又分别以负载最大扭矩最小、消耗最大功率最小和动作时间最短3个目标对偏心轮方案的结构锁参数进行了优化设计.结果证明: 经过优化的方案消耗能量最少.     

航天钐钴永磁直流电动机

阐述了导弹用高功率／重量比直流电动机的电磁设计和结构设计。电磁设计的重点在于电磁参数的确定和分级优化确定转子及磁钢的尺寸；结构设计的重点在于磁钢的固定和绕组端部的固定，经样机和小批生产均取得极为满意的结果。