弹性体运载火箭建模及控制器设计

考虑运载火箭飞行过程中的弹性振动特性,对运载火箭进行全量动力学建模以及控制器设计。首先将运载火箭考虑为一维梁模型并建立全量动力学模型,分别引入自适应滤波姿态控制算法和H_2范数鲁棒增益调度控制算法设计控制器。仿真结果表明:在考虑舵机非线性情况下两种控制方法均能够满足精度要求,在具有较大外部扰动情况下,鲁棒增益调度控制算法相较于自适应滤波算法具有较强的鲁棒性。     

单点定位与实时定轨的星载算法的比较研究

卫星单点定位方法和卫星定轨方法均采用GPS接收机测量得到的伪距和伪距率作为原始观测量。前者依据几何学原理,采用最小二乘法对单个历元的原始观测量进行处理,解算出卫星的位置和速度;而后者依据轨道动力学理论,采用卡尔曼滤波方法通过连续的原始观测量对滤波器状态量的修正使定轨结果收敛。通过比较,星载定轨方法能够明显改善定位测速的精度和数据的稳定性,其外推功能可以有效避免观测量短时间中断对定轨结果连续性的影响。我们已经将实时定轨算法应用到星载型号任务的工程中,并取得了较好的结果。     

基于损伤型本构高过载下装药强度数值仿真方法研究

为了准确反映改性双基推进剂装药在高过载发射条件下的破坏情况,采用基于含累积损伤的非线性粘弹性本构模型,利用ABAQUS有限元软件二次开发的UMAT子程序,对某型火箭弹在过载发射情况下的装药进行了数值研究,分析了装药在高过载条件下的变形行为和力学特性。结果显示,在最大加速度为1.39×104g的高过载下,最大应力发生在装药底部内孔处;装药径向尺寸变化很小,可以忽略发动机壳体对装药外表面的约束而将其视为自由表面。比较了最大应力强度准则和累积损伤准则对装药在加速度冲击和压强端面冲击载荷下破坏的判断,两种判据的结果都表明,装药在高过载冲击载荷下没有被破坏。     

双变量超音速动力装置的统一动态模型

本文提出了将超音速进气道-发动机装置(简称动力装置)作为统一控制对象的双变量(进气道结尾正激波位移与发动机转速)动态模型。在作者前一篇论文的基础上,本文进一步考虑了动态过程中发动机对进气道的流量反馈机理,并采用矩阵分式描述法进行模型的频域向时域转换,因而使模型更趋近于反映实际。对NASA的48cm进气道—J85发动机装置的数字模拟表明,结果是满意的。      

吸气式高超声速飞行器多参数灵敏度分析

为实现吸气式高超声速飞行器多参数情况下的灵敏度分析及参数分类,降低设计的复杂度,在吸气式高超声速飞行器参数化建模的基础上,首先采用正交试验设计生成样本,再通过计算流体力学(CFD)进行高精度气动力性能计算,最后运用方差分析法进行气动性能的参数灵敏度分析,在运用较少的试验样本点的情况下,即可完成多参数、复杂构型条件下气动性能的参数灵敏度分析。结果表明,该方法可以正确地分析出参数对飞行器气动性能的敏感程度,得到参数对气动性能的影响规律。同时,通过灵敏度分析的计算样本,还可以初步选出气动性能较优的飞行器构型,为地面试验和优化设计提供参考。     

提高固定几何二元进气道低马赫数性能的仿真研究

分别以常规低、高马赫数来流设计的固定几何二元混压式进气道为例,采用数值模拟手段,探究了一种改进的外压缩波系配置方案。采用来流马赫数由低到高,外压缩激波依次封口的设计方法,提高了固定几何二元进气道的低马赫数性能。相比常规配波设计的进气道,来流马赫数2.15条件下的流量系数提高了0.07;来流马赫数2.15和2.4条件下,总压恢复提高近0.015。初步研究证明这种设计理念是合理的,该设计方案有待于进一步发展和实验验证。     

颤振边界预测技术在颤振试飞中的应用研究

对两种颤振边界预测方法的技术原理进行了详细介绍,进而通过两种颤振边界预测技术在两个型号飞机颤振试飞中的应用研究,表明了该技术具有一定的工程实用性。最后对文章介绍的预测技术在后续试飞中的应用给出了有益的建议。     

基于不确定性的旋翼转速优化直升机参数设计

为了提高旋翼转速优化直升机总体参数设计质量,基于不确定性多学科设计优化方法,对旋翼转速优化直升机的参数设计进行了研究。首先对最优旋翼转速的不确定性进行分析与建模,同时也考虑了直升机加工制造、材料老化引起的不确定性因素,对比发现最优旋翼转速是旋翼转速优化直升机设计中的主要不确定性因素;然后在协同优化框架下,分别建立了直升机飞行性能、直升机重量、飞行稳定性与变转速涡轴发动机性能计算模型;最后以续航性能为系统学科,悬停性能、飞行稳定性分别作为子学科,进行多学科的不确定性优化设计,得到了3种不确定性优化设计方案。通过对比分析可以发现：第2种方案为旋翼转速优化直升机的最佳参数设计方案,该方案满足悬停需用功率低于350 kW,飞行稳定性指数小于0.8等约束条件的概率不低于95.46%,并且直升机的最大航时期望值也较大。