多跑道机场离场航班排序优化方法研究

本文建立了以旅客总延误时间成本最小化为目标函数的多跑道机场离场航班排序优化模型，并考虑航路流控的影响，通过回溯算法求解，融合位置约束交换算法优先处理受流控影响的航班，最后采用南京禄口国际机场为例进行算例验证。与先进先出模式相比，优化后的离场模式降低航班延误时间效果显著，旅客总延误成本减少了44.81%，所提方法可显著提升多跑道协同运行能力，为当前多跑道机场的调度排序提供了思路与方法。     

冲击载荷作用下的锥壁失效仿真及试验验证

根据航空发动机支承锥壁结构受力特点,对风扇叶片飞失冲击载荷作用下的锥壁失效破坏机理进行了研究.利用显式动力学有限元仿真方法,对冲击载荷作用下的锥壁结构动态失效过程进行了瞬态分析.开展了对锥壁的落锤冲击试验,并与分析结果进行了对比验证.试验和分析结果表明:冲击载荷作用下锥壁减薄处破坏为剪切失效破坏.采用的显式动力学有限元...     

FY-2C星地面应用分系统指令与数据获取站

介绍了风云二号(FY-2)C星地面应用分系统数据与指令接收站(CDAS)的主要技术指标、工作流程,以及与C星的星地接口与地面应用分系统其他部分的接口.说明了CDAS的天伺馈、信道、图像获取(IAS)、三点测距(TRRR)、数据收集(DCP)、遥测遥控(TT&C)、卫星模拟器、标校、时间统-、低速信息传输(LRIT)信息编码与发送等子系统的组成与功能.阐述了C星CDAS的设计原则,以及用群调技术实现DCP的数据解调、用扩频伪码进行TRRR定位、图像处理、TT&C增加图形化界面控制、正交相移键控(QPSK)解调器抗长连"1"功能等关键技术.在轨测试和试运行期间,C星的CDAS不仅解决暴露的问题,而且进行适应性调整.验收前测试结果表明,其功能及技术指标满足业务运行要求,设备工作正常、性能稳定.     

行星动力下降多约束最优反馈制导方法

为实现行星定点着陆，针对E制导和零控位移偏差/零控速度偏差(ZEM/ZEV)制导的不足，提出多约束下动力下降最优反馈制导方法。首先，在分析E制导性质的基础上，提出制导时长初值的高效选取方法和基于预测校正的优化方法，经少量迭代实现在推力范围受限且连续变推力约束下推进剂消耗接近最优。接着，提出基于碰撞规避时长和推力优化分配律的地平碰撞规避方法，并在此基础上利用坐标系旋转，给出满足下滑角约束的碰撞规避方法，显著提高碰撞规避能力和着陆点可见性。之后，提出匀速转动制导和基于预测校正的组合制导参数规划方法，使制导终端扩充满足加速度约束。最后，数学仿真表明新方法有效，多约束适应性强，计算量相对小，适合工程应用。     

航天产品多余物预防与控制标准体系分析

针对现行航天产品多余物预防与控制标准，统计分析了标准构成及数量，梳理构建了体系框架，定性评价了标准适用性，对比分析了体系中产品类标准和工艺类标准的技术要素及其之间存在的差异性，进而对本领域标准化工作提出具体的意见和建议。     

试验运载器姿控总体优化设计技术

试验运载器在姿控动力系统空间布置紧张、控制力臂有限的情况下，要实现初始起控阶段大初始姿态偏差及气动干扰条件下的稳定控制，以及有效载荷释放阶段的多通道多次连续大角度调姿控制，给姿控系统的设计造成了困难。为此，通过鸭式直接力控制方案设计、多通道连续大角度调姿方案设计等技术，设计出了满足任务要求且性能良好的姿控总体方案。     

固体姿轨控发动机喉栓运动时序实验设计方法

固体姿轨控发动机通过伺服机构控制喉栓位移实现推力矢量调节。为实现推力精确调控，需拟合大量地面试验数据，得出发动机喉栓位移与推力矢量间的数学模型。提出了一种面向喉栓式固体轨控发动机喉栓运动时序实验设计方法，实现了单次试验中不同燃烧室理论压强及喉栓位移组合最大覆盖，为最低试验成本下精准构建喉栓位移与推力输出模型提供训练样本。以四阀固体轨控发动机作为对象，基于零维内弹道实现燃气发生器压强求解。采用Φp准则评估喉栓位置组合遍历性，并对其进行优化，获得合理的喉栓运动方案。算例结果证明实验设计后方案在整个运动周期内几乎遍历各种组合状态，较实验设计前Φp值提升近40%，验证了本文实验设计方法在时序工程问题中的优良性能。采用实验设计方法可提高固体姿轨控发动机地面试车数据利用效率。