敏捷制造数据源及其实现技术

为满足产品全生命周期管理对制造数据敏捷性的需求,提出一种敏捷制造数据源的数据管理方法.分析了敏捷制造数据的应用需求,将敏捷数据源定义为一种面向产品生命周期不断变化应用需求的数据定义和管理架构,该架构包括核心对象与本体层、元数据元模型层、服务组件层以及实施层等4个层次,对该架构的特点进行了分析.提出了实现敏捷制造数据源的3个实现技术,分别是抽象元建模技术、基于规则的数据视图快速生成技术以及基于服务技术的组件重用与快速重构技术.所提出的敏捷制造数据源为支持产品生命周期内制造数据的敏捷管理、应用以及提升应用信息系统敏捷性提供了新的途径.     

基于速度矢量场的无人机实时动态航路规划

针对局域动态环境中无人机实时航路规划展开研究,提出了一种基于速度矢量场的二维动态实时航路规划方法。通过建立不同空间特征区域速度场模型,实现了速度场驱动下的无人机航路规划。文中采用虚拟目标点法解决了速度矢量场航路规划局部陷阱问题;采用探测步长法,实现了无人机机动约束的融合,解决了航路可飞性问题;在动态实时规划应用中,确立了环境信息更新方法,实现了对动态环境的描述。通过仿真验证,表明速度矢量场法能够根据动态环境信息及时规避威胁到达目标点,算法具有良好的完备性和实时性,适用于局域动态环境中的快速航迹规划。     

液体燃料脉冲爆震发动机点火方法研究

目前脉冲爆震发动机的起爆主要采用爆燃向爆震转变的方式实现,而爆燃波发展缓慢,消耗了循环周期的很长一段时间。为缩短爆燃向爆震转变的时间和距离,本文研究了一种新型蒸发管点火系统,用蒸发管对两相混合物进行预蒸发,在预燃室内点火形成火焰射流进入主爆震室,实现主爆震室内两相混合物的快速短距离起爆。热态实验在内径120mm,长2500mm的爆震室上进行。与火花塞直接在主爆震室点火相比起爆时间可以从12.5ms缩短到2～3ms,起爆距离可以从1350mm缩短到775mm。预燃室长度和个数对起爆过程也具有非常明显的影响,长度和个数的增加都有利于爆震波的起爆。     

运载火箭组装与测试远程协同信息平台技术

为适应未来高频度发射任务需求,在借鉴国内外远程协同及信息应用技术基础上,以中国运载火箭组装、测试及发射任务为背景,通过对功能需求和技术难点分析,设计了运载火箭组装与测试远程协同应用系统,对关键技术进行了分析和论述,为运载火箭远程测试、协同决策发射提供有效技术解决途径。     

Design and analysis of an extended mission of CE-2: From lunar orbit to Sun–Earth L2 region

Chang’E-2 (CE-2) has firstly successfully achieved the exploring mission from lunar orbit to Sun–Earth L2 region. In this paper, we discuss the design problem of transfer trajectory and at the same time analyze the visible segment of Tracking, Telemetry & Control (TT&C) system for this mission. Firstly, the four-body problem of Sun–Earth–Moon and Spacecraft can be decoupled in two different three-body problems (Sun–Earth + Moon Restricted Three-Body Problems (RTBPs) and Earth–Moon ephemeris model). Then, the transfer trajectory segments in different model are computed, respectively, and patched by Poincaré sections. The full-flight trajectory including transfer trajectory from lunar orbit to Sun–Earth L2 region and target Lissajous orbit is obtained by the differential correction method. Finally, the visibility of TT&C system at the key time is analyzed. Actual execution of CE-2 extended mission shows that the trajectory design of CE-2 mission is feasible.     

基于紫外ICCD的导弹逼近告警系统研究

在200-400nm紫外波段,阳光辐射被大气中的臭氧层强烈吸收,存在所谓的“太阳光谱盲区”;而背景环境中景物的温度不足以产生有影响的紫外辐射。因此,在低空环境中,紫外探测器很容易探测到微弱的紫外辐射,具有很低的虚警率。开展了基于紫外ICCD的导弹逼近告警系统研究、紫外目标特性及大气传输研究、大视场窄带紫外光学系统研究及紫外图像处理等研究,进行了各种测试试验,取得了预期的研究成果。     

GEO卫星电推进与化学推进组合变轨方案研究

针对GEO卫星采用电推进和化学推进系统进行变轨的问题,在给定轨道控制模型的基础上,给出实现轨道半长轴、偏心率和倾角3个参数单独调整和联合控制的控制律。结合假设的运载火箭发射能力约束,给出航天器不同入轨高度对应的初始质量。以此为约束,给出化学推进和电推进不同组合的6种GTO向GEO转移方案,并对比分析各方案完成变轨所需的时间、推进剂、速度增量以及完成变轨后的质量剩余情况,研究方法可为电推进系统在航天领域的应用提供参考。     

性能保证条件下航空电子高速交换机的加速方法

 以保证航空电子互连网络的确定性延迟和高带宽为目的,建立航空电子交换式以太网（AFDX）承载于波分复用（WDM）之上的架构,兼容AFDX的延迟确定性和WDM的带宽可扩性,满足航空电子互连网络对实时性和高带宽的要求。通过对实时通信中周期性数据帧的分析,提出光波聚合加速方法,对输入端到达的数据帧进行重新分配和整型,充分利用每条光波的带宽资源,减少交换使用的波长数。在性能保证条件（100%通过率下保证有界延迟）下,对使用光波聚合方法的交换机制进行了数学推导。最后通过计算机仿真,以网络延迟时间率和加速因子为性能衡量指标推证了该加速方法的优越性和可行性。     

3D-C/SiC复合材料的高温疲劳性能

采用应力比为0.1和0.5,频率为60和20Hz的正弦波从室温至1500℃,在10-4Pa真空中对3D-C/SiC复合材料进行拉—拉疲劳实验;获得其在应力比0.1频率60Hz条件下室温、1100、1300和1500℃的疲劳曲线,以及应力比0.1频率20Hz和应力比0.5频率20Hz条件下1500℃的疲劳曲线。结果表明,若取循环基数为106周,应力比0.1频率60Hz条件下,3D-C/SiC复合材料在室温、1100、1300和1500℃的疲劳极限分别为235、350、285和240MPa,约为其拉伸强度的87%、97%、94%和90%;疲劳极限与比例极限和拉伸强度随温度有相似的变化规律,即随温度升高而增加,在1100℃达到最大值,尔后随温度增加而下降;但是S—Nf曲线的斜率的变化规律恰好与此相反。应力比的增加和频率的降低,均使复合材料1500℃的疲劳极限有所减小。     

被动式寻的导弹的运动跟踪变结构制导

应用运动跟踪变结构控制理论设计被动式寻的导弹的制导律。这种运动跟踪变结构制导律（ＭＴＶＳＧ）可以令导弹－目标相对视线角速度按照给定的运动规律变化,从而增强被动跟踪问题（等价于一个非线性系统）的可观性,同时保证导弹有很高的命中精度。仿真研究表明,在ＭＴＶＳＧ下,系统的可观性明显增强,因此系统状态的估计精度较高。进一步的研究表明,ＭＴＶＳＧ对系统状态估计误差有很强的鲁棒性。ＭＴＶＳＧ的上述各种优点使得导弹有很高的命中精度。