RBCC发动机热力/推进效率计算及影响因素研究

给出了RBCC发动机推进效率、热效率及总效率等热力/推进效率计算方程,开展了特定条件下油气比、流量比及速度比等因素对发动机效率影响规律研究.结果表明, 当燃油和火箭发动机推进剂种类、质量流量及飞行速度一定时,产生推力的RBCC发动机排气速度变化范围有限,且该范围可通过计算进行明确;在其他变量为定值的条件下,推进效率分别随油气比、流量比及速度比的增大呈单调增加的趋势;随着速度比减小,热效率、总效率增大.     

基于热力学的HTPB/AP复合底排药损伤本构模型及损伤差异分析

为研究HTPB/AP复合底排药（CBBG）单轴拉伸力学性能,进行了准静态（233~301 K,8.3×10^-5~8.3×10^-1 s^-1）和冲击（233~323 K,1 200~8 000 s^-1）加载实验。实验结果表明,各工况下的真应力应变曲线均有明显的屈服点,初始模量、屈服应力及后屈服阶段形态均呈现显著的温度和应变率相关性。在不可逆热力学框架内,推导了热力学力表达式和内变量演化法则,结合初始模量和屈服应力模型,建立了黏弹-黏塑-损伤本构模型。根据HTPB/AP CBBG宽泛温度和应变率实验数据,利用一维形式的本构模型进行了参数辨识和模型验证。结果表明,该模型能较准确描述黏弹性阶段和后屈服阶段。不同工况下的损伤演化律表明,冲击加载和低温均有利于损伤扩展。     

一组新的四元数轨道要素建模方法

针对传统以欧拉角为参数的轨道要素的奇异性、不确定性以及计算效率低等问题,提出了一种新的四元数轨道要素。建立了新轨道要素与经典轨道要素,以及新轨道要素与惯性系下位置、速度的相互转换关系,推导了基于新轨道要素的高斯摄动方程。以J₂项摄动下的轨道推演为例进行仿真验证,结果表明新轨道要素不仅在圆轨道与赤道平面轨道处不存在奇异性和不确定性,而且由于新轨道要素不涉及三角函数运算,新高斯摄动方程积分效率和计算精度明显提高。     

基于Cramér-Rao下限的多传感器跟踪资源协同分配

针对防空指挥控制系统中多传感器管理问题,提出了一种基于目标跟踪精度Cramér-Rao下限的多传感器跟踪资源协同分配方法。该方法首先利用目标战术重要性函数求解目标优先级;然后在目标优先级函数和目标—传感器配对效能函数的基础上,构造了多传感器资源协同分配一般模型,并根据目标跟踪过程特点将Cramér-Rao下限引入到协同分配的模型中,使得在进行跟踪资源协同分配时无需考虑目标跟踪滤波算法的选择。对于分配过程中出现的NP(Non-deterministic polynomial)难问题,探讨了利用匈牙利算法寻求满足条件的目标传感器最优组合,给出了模型求解的步骤。仿真结果表明,这种多传感器跟踪资源协同分配方法的可行性与模型求解的快速性。     

关于非开普勒轨道的讨论

讨论了非开普勒轨道问题的形成、提出及其应用。首先引述了开普勒三大定律,说明了其作为天文观测结果的创造性概括能够描述行星的运动学原理;然后提出了非开普勒轨道问题,它是人造卫星可控性的必然结果。叙述了典型的非开普勒轨道问题,包括航天器在单心引力场中的运动（即二体问题）和多心引力场中的运动（即多体问题）,作为特例研究了螺旋变轨爬升轨道和悬挂轨道。最后提出了非开普勒轨道的应用,包括动能拦截问题,多星编队、组网与重构问题,系统整体组合优化机动问题等。     

面向飞行器多学科设计优化的主模型技术

针对飞行器多学科设计优化对系统级建模的要求,提出了一种融合各学科模型的主模型建模技术.采用结构-行为-功能三组元描述了多学科设计的概念模型,并指出MDO建模所要解决的耦合问题.在此基础上,定义了多学科主模型.结合MDO的理论模型,建立了由系统结构模型、系统功能模型、学科结构视图和学科功能视图组成的主模型,采用三个转换模块在主模型内部解决多学科耦合问题.描述了基于CAD软件构建主模型的方法和步骤,并综合主模型、CAD、CAE、多学科优化、软件集成等技术,建立了多学科设计系统的构架.以高超声速飞行器为例,在CATIA环境中建立了包括:气动、发动机、弹道、结构、隐身、气动热/热保护系统等六个学科的主模型,初步验证了主模型技术在MDO问题中应用的可行性.     

空间转移飞行器自主导航系统SINS／GPS／SS的卡尔曼滤波器降阶方案

基于Kalman滤波的Strapdown Inertial Navigation system/Global Positioning System/star sensor(SINS/GPS/SS)组合导航系统已被研究用于满足空间转移飞行器自主导航能力的需求.为提高该方案实时性,论文提出两步降阶简化设想.第一,在星敏感器精度较高且保持稳定的前提下,认为绝对姿态(四元数)误差较小,可忽略组合系统速度误差通道中的姿态四元数误差,实现姿态四元数误差与速度和位置误差的解耦,进而将原滤波器简化为分别估计姿态四元数误差和估计速度、位置误差的两个完全独立的降阶滤波器;第二,针对估计位置、速度误差的滤波器,采用噪声等效思想.简化加速度计误差模型,进一步降低滤波器维数.此时,原16维滤波器将被化分为两个同时运行的7维和6维降阶滤波器.仿真表明在计算量明显下降的同时,该降阶滤波器和原滤波器估计效果却相当.证实这种思想具有一定的可行性.     

多曲率复杂型面航空透明件成型技术

针对某型飞机舱盖玻璃透明件外型复杂、曲率变化大的特点,从外形改善、板材质量控制、模具制造与修型、成型工艺改进等方面开展了研究与应用工作,使玻璃光学质量有了明显提高。     

多冲量近程交会最优化模型

文章基于Lawden方程对椭圆参考轨道的近程最优交会问题进行了研究,并提出了一种混合遗传算法求解最优近程交会问题。首先在一定假设条件下给出了目标在椭圆参考轨道的近距离相对运动模型——Lawden方程,构建了多脉冲最优交会问题模型并进行了理论分析。性能指标选为轨道交会过程中燃料消耗和时间消耗加权最小的多目标优化指标,优化参数为脉冲大小和脉冲施加时刻,终端状态受到相对位置和相对速度的约束。然后介绍了具有较强全局和局部寻优能力的混合遗传算法。最后以四脉冲为例进行仿真计算。仿真结果表明,是否考虑第一次脉冲位置,总燃料消耗变化不明显。因此,追踪航天器一旦捕获到目标信息即可施加第一次脉冲。仿真结果还证明了混合遗传算法在求解最优交会问题时的有效性。因此,混合遗传算法对基于Lawden方程的椭圆参考轨道近程最优交会问题的求解可行。     

基于奇异值分解的单框架变速控制力矩

摘要： 本文提出一种新的变速控制力矩陀螺（VSCMGs）的角动量管理方法.将VSCMGs的控制力矩(CMGs)模式和飞轮模式分开求解同步输出,对CMGs模式力矩输出进行奇异值分解,只有CMGs模式接近奇异的时候,在奇异方向上的指令力矩才会分配一部分给RWs模式,从而在保证VSCMGs输出精度的情况下尽量充分的利用VSCMGs的执行能力.同时角动量管理算法中还引入零运动来实现转子轮速平衡以及框架构型避奇异,并且考虑了框架角速度死区非线性以及忽略项的补偿问题.仿真结果表明,所设计的操纵律在航天器大角度快速姿态机动时,可以实现高精度的大力矩输出.