机动再入飞行器自适应飞行控制系统设计

研究机动再入飞行器的制导控制问题。为了解决机动再入飞行器气动系数变化范围大、气动耦合严重和气动参数非线性过零常值大等恶劣条件下的控制，并且能充分利用飞行器可测量信息提高系统自适应能力，本文提出了状态方程参数辨识－－极点配置－－前馈补偿自适应控制的飞行控制系统的设计方法。通过对新型号再入飞行器的制导系统仿真，可以看出该控制系统使其有很好的飞行性能。     

非牛顿流体粘度测试方法及标准物质研究进展

本文介绍了常用非牛顿流体粘度的测量方法如毛细管法、旋转粘度计法、旋转流变仪法等,对流变仪校准方法和非牛顿流体粘度标准物质的国内外研究进展情况进行了综述,并对未来非牛顿流体粘度标准物质的发展趋势进行了预测和展望。     

含铝凝胶燃料脉冲爆轰发动机工作过程瞬态特性

为了解含铝凝胶燃料脉冲爆轰发动机工作过程的瞬态机理,建立了含铝凝胶燃料脉冲爆轰发动机数学物理模型。采用守恒元与求解元数值计算方法,对单循环含铝凝胶燃料脉冲爆轰发动机流场进行了数值仿真,分析了其爆轰反应过程与冲量产生过程的瞬态特征。计算结果表明,爆轰波作用下,凝胶燃料液滴变化以剥离破碎为主,燃料液滴中铝颗粒随液滴剥离弥散于爆轰管内并参与反应,累积在最后阶段反应的铝颗粒较少。凝胶燃料爆轰燃气排放过程可划分为爆轰附着膨胀、燃气"壅塞"膨胀和膨胀减弱等3个典型特征阶段。研究结果对凝胶燃料脉冲爆轰发动机的应用研究具有参考意义。     

弹道导弹自由段解算的等高约束解析解

在状态空间摄动法的基础上，提出了求解终端为高度约束的弹道导弹自由段轨迹的方法，导出考虑J2项摄动的运动参数等高偏差解析解，并提出利用已有的等地心距偏差公式近似的思路。和其它解析方法相比，所提方法计算精度高，无须迭代。算例证明：解析方法的计算精度在50米以内，可以满足诸元和制导计算的要求。     

N2O单组元微推力器性能分析及试验

N₂O单组元微推进是当前微推进领域的一个热点问题.在N₂O催化分解热力计算的基础上开展了对N₂O单组元微推力器比冲性能影响因素的分析,分析结果表明微推力器比冲与N₂O分解效率及喷管扩张比有密切关系.所开展的亚牛级N₂O单元微推力器催化分解试验结果表明所设计N₂O单元推力器能在250℃初温条件下启动,初步验证了N₂O单元微推力器的可行性;也揭示了推力室结构及床载大小对亚牛级N₂O单元微推力器性能的影响,为进一步的结构及试验设计提供了参考.     

基于借力飞行技术的星际多目标交会转移轨道设计

针对深空探测中的转移轨道问题,提出一种星际多目标交会转移轨道设计方法。该方法基于Tisserand原理,采用能量曲线确定交会目标的序列,由Pork-Chop图确定设计参数的可行域和时序,避免了传统方法在交会目标序列和初始轨道段设计中的缺陷。将多目标交会转移轨道设计问题归结为一种非线性多约束多变量搜索寻优问题,通过梯度下降法,选取目标函数的负梯度方向作为每步迭代的搜索方向,逐步逼近目标函数的极小值点,从而使转移轨道优化问题得到简化。最后,将本文的设计方法用于解决欧空局的ROSETTA任务深空转移轨道的设计,设计结果与欧空局公布的结果一致,从而验证了该设计方法的可行性和正确性。     

Hypersonic reentry trajectory planning by using hybrid fractional-order particle swarm optimization and gravitational search algorithm

This paper proposes a novel hybrid algorithm called Fractional-order Particle Swarm optimization Gravitational Search Algorithm (FPSOGSA) and applies it to the trajectory planning of the hypersonic lifting reentry flight vehicles. The proposed method is used to calculate the control profiles to achieve the two objectives, namely a smoother trajectory and enforcement of the path constraints with terminal accuracy. The smoothness of the trajectory is achieved by scheduling the bank angle with the aid of a modified scheme known as a Quasi-Equilibrium Glide (QEG) scheme. The aerodynamic load factor and the dynamic pressure path constraints are enforced by further planning of the bank angle with the help of a constraint enforcement scheme. The maximum heating rate path constraint is enforced through the angle of attack parameterization. The Common Aero Vehicle (CAV) flight vehicle is used for the simulation purpose to test and compare the proposed method with that of the standard Particle Swarm Optimization (PSO) method and the standard Gravitational Search Algorithm (GSA). The simulation results confirm the efficiency of the proposed FPSOGSA method over the standard PSO and the GSA methods by showing its better convergence and computation efficiency.     

小型涡喷发动机整机流场数值模拟技术研究

为计算某小型弹用涡喷发动机流场,研究了针对涡喷发动机整机的建模、网格处理以及动态工作点确定等关键技术。通过复杂结构部件建模和拼接,建立了涡喷发动机整机流场计算网格,理论模型中考虑了叶轮流场、湍流和燃烧过程的模拟,并以作用转子上气动力矩为基础计算转子的转速。在通用计算流体力学（CFD）软件中,通过编写UDF程序构建了发动机流场的计算框架。结果表明：全机流场仿真技术为分析涡喷发动机工作过程提供了有力工具,同时揭示了几何建模的精度等因素对计算结果准确性有较大影响。     

环境减灾-1A、1B卫星模块化电源分系统

在环境减灾-1A、1B卫星研制之初就将产品的通用化、产品化、模块化作为设计的首要目标.希望电源分系统的功能和接口相对固定,并且在力学环境、热真空试验及可靠性设计上满足大部分任务需求,其他卫星只需根据任务需要进行适应性局部调整,就可以直接使用产品化的产品.HJ-1A、1B电源分系统的研制达到了产品化的目的.     

航天器技术状态基线与技术状态文件的应用探讨

技术状态基线和技术状态文件管理是航天器研制过程中技术状态管理的重要组成部分。文章总结了航天器技术状态基线和技术状态文件的分类;针对在航天器实际应用中存在的对技术状态基线和技术状态文件的理解和认识不统一问题,梳理了研制阶段与技术状态基线的对应关系,并以此为基础探讨和分析了功能、研制(分配)与生产(产品)三类基线的建立,功能技术状态文件、研制技术状态文件和生产技术状态文件的形成与组成,以及技术状态控制过程中形成的文件归类问题。结合某新研遥感卫星技术状态管理过程,进一步阐述了新研航天器开展的与技术状态基线和技术状态文件相关的工作,并具体分析了形成的文件与技术状态文件的关系。该项目的应用效果表明,各阶段技术状态基线和文件的建立、确认、清理、总结等工作,有助于提高航天器技术状态管理的规范性和有效性。