星载平面可展天线支撑桁架的结构效率优化

针对折展结构性能存在多指标且这些指标之间又相互制约的特点,把结构效率引入到可展结构的优化设计中,应用多因素正交试验法对一种空间可展开平板天线支撑桁架的优化问题进行了研究。对其关键几何设计参数进行了分析,建立了桁架结构的优化数学模型,以结构效率最大化作为优化目标,对可展桁架进行了结构优化,得到了支撑桁架各杆件的设计参数。结果表明:结构效率综合考虑了质量和刚度的影响,使结构质量和刚度同时得到优化;长宽比(l/w)是影响可展桁架结构性能的主要因素,对不同优化目标产生影响的次要因素有所不同;截面积对结构效率影响不显著(置信度p=90%),在相同杆长参数配置下,等截面可展桁架的结构效率仅次于变截面方案,但工程经济性最佳。该研究方法有助于在概念设计阶段从系统设计的角度进行空间桁架结构的快速设计与优化。     

一种基于有限K近邻的强度帕累托进化算法

在航天器控制计算机的软硬件协同设计过程中,需要解决多目标优化问题。当前的强度帕累托进化算法在求解高维多目标优化问题时具有优势,但是在环境选择阶段的计算时间复杂度仍然较大。文章针对这一问题,提出了一种改进算法。新的算法采用有限K近邻方法,减少了原算法中K近邻策略的比较次数,使时间复杂度由O(M3)下降为O(max(l,logM)M2。试验结果表明文中算法的计算速度更快,并且具有更优的收敛性和分布多样性特征。     

基于粒子群算法的电帆轨迹优化设计

电帆是一种利用太阳风动量的新颖的无工质空间推进系统,文章研究了以电帆为对象的行星际转移轨迹优化问题。以地球轨道转移到火星、金星轨道为任务对象,采用连续推力模型,研究极坐标系下最小时间转移轨迹优化设计问题。提出了两种基于粒子群算法(PSO)的直接优化方法,避免对协态变量初值敏感的两点边值问题（TPBVP）求解。方法一是通过打靶法直接离散化控制量输入,将最优控制问题转化为非线性规划参数优化问题,采用PSO算法寻优,获得近似最优的转移轨迹。方法二是针对任何连续控制律曲线都能以一定精度的多项式函数进行曲线拟合的特性,设计逼近最优转移轨迹控制律的多项式函数,通过PSO算法优化多项式函数参数获得逼近最优解的转移轨迹。仿真结果表明采用上述两种方法进行转移轨迹优化设计,具有随机猜测初值、全局收敛、鲁棒性强的特点。     

地基伪卫星系统多址测距误差的校正算法

相对于卫星导航,地基伪卫星与接收机距离较近,测距中不涉及电离层传播等误差,易实现高精度测距和定位。但由于地基伪卫星位置固定,在信号连续发射模式下伪卫星信号间的多址干扰(MAI)会引起相对恒定的测距误差,针对地基伪卫星系统这一特点,提出一种基于反馈串行干扰抵消(SIC)的测距算法。首先对全部伪卫星信号进行捕获跟踪和功率估计,然后通过串行干扰抵消算法降低强功率伪卫星信号对期望测距信号的干扰,通过反馈模式进一步提高干扰抵消算法的性能。仿真结果表明,该方法可有效改善地基伪卫星系统强远近效应区域内的测距性能,不考虑其他误差下在强远近效应区域内基于码环可将伪卫星测距性能从10 m以上降低到约0.3 m。     

热效应布局下的缓冲器插入时序优化方法

随着集成电路的集成度越来越高,芯片的发热量越来越大且其内部温度呈不均匀分布,这会影响关键路径的传播延时,进而影响基于缓冲器插入的关键路径性能.提出了一种考虑芯片热效应布局优化的缓冲器插入时序优化方法,在版图设计的早期估计芯片的热分布和温度分布并且把其应用到版图布局优化和RC延时模型中.同时利用模拟退火算法基于热分布调整并优化布局,最后在最优布局下利用提出的缓冲器插入模型和快速插入算法进行时序优化.仿真结果表明相对于不考虑温度效应布局优化的缓冲器插入方法,缓冲器插入延时优化方法能有效降低最坏延时和缓冲器插入数目,最坏延时比传统方法降低9%~18%,比文献已经提出的最好方法降低5%~7%,缓冲器插入数比其少10~20个.      

超声速尾迹-剪切流的混合增强

超声速条件下燃料和空气之间的高效混合是超然冲压发动机技术上的主要挑战。基于大涡模拟和流动稳定性分析,针对超声速尾迹-剪切流动开展了混合增强方法研究。尾迹的存在改变了混合层流动的速度剖面,对流动稳定性产生了重要影响,使混合层由三维最不稳定变为二维最不稳定,最不稳定扰动波频率和增长率增大。基于流动稳定性结果引入扰动的混合增强方式依然有效,根据稳定性结果设计了波纹隔板。数值结果表明：二维波纹壁引入的扰动未能增长,不具备混合强化效果,而三维波纹壁引入的扰动能够快速增长,具有混合强化效果,且波纹壁参数越接近最不稳定扰动波参数,混合强化效果越明显。     

叠层穿刺CF/Al复合材料准静态拉伸力学行为与失效机制

针对新型的叠层穿刺碳纤维织物增强铝基复合材料（CF/Al复合材料）,通过细观力学数值模拟与实验结合的方法研究了其在准静态拉伸载荷作用下的渐进损伤与断裂力学行为。复合材料经向拉伸弹性模量、极限强度与断裂应变的实验结果分别为129.61 GPa、630.14 MPa和0.75%,细观力学模型预测误差分别为-9.41%、7.57%和1.33%,均匀化计算的宏观应力-应变曲线与实验曲线总体上相符。经向拉伸变形初期首先出现经/纬纱交织处基体合金的局部损伤,随着拉伸应变量的增大依次发生纬纱和穿刺纱的横向开裂,拉伸变形后期基体合金与经纱失效引起宏观应力-应变曲线的急剧下降,复合材料拉伸断口表现为经纱轴向断裂及纬纱和穿刺纱横向开裂共存的形貌特征,纤维拔出和基体断裂导致的经纱轴向断裂是诱发复合材料最终失效的主要机制。     

基于内模原理的复杂挠性卫星姿态控制研究

首先对具有运动挠性附件的航天器的姿态动力学模型进行了简要讨论和分析,证明了对于受步进扰动的复杂挠性卫星系统,采用输出反馈PD控制仅能得到一致有界稳定的结论。为了获得闭环系统的渐近稳定性能,进一步构造了具有内模补偿的PD控制系统,并且根据Lyapunov理论给出了严格证明。基于美国GOES 8号静止轨道气象卫星公布的动力学参数,对PD控制及含有内模补偿的PD控制两类控制器进行了仿真对比,以校验所设计控制系统的有效性。最后,进行了总结并提出进一步的研究设想。     

采用改进非支配近邻免疫算法的低轨混合星座设计优化

针对低轨同构星座覆盖资源在纬度上分布不均匀的不足,提出采用低轨混合星座提升覆盖均匀性的设计方案,并推导了满足全球任意点平均每天覆盖一定次数的最小卫星规模估算公式。针对非支配近邻免疫算法（NNIA）约束处理方面的不足,提出基于约束支配的改进非支配近邻免疫算法（Modified NNIA）,并以此设计了一种低轨混合星座优化平台来优化带约束的星座设计问题。仿真结果表明,改进的NNIA算法在收敛速度和多样性上均优于非支配分层遗传算法（NSGA II）和多目标粒子群算法（MOPSO）,可大大提高星座设计的效率。同时优化结果也表明低轨混合星座可提高覆盖的均匀性和大部分区域的覆盖次数,进而减少特定覆盖要求所需的卫星数目。