An improved neutron transport algorithm for HZETRN

Long-term human presence in space requires the inclusion of radiation constraints in mission planning and the design of shielding materials, structures and vehicles. It is necessary to expose the numerical tools commonly used in radiation analyses to extensive verification, validation and uncertainty quantification. In this paper, the numerical error associated with energy discretization in HZETRN is addressed. An inadequate numerical integration scheme in the transport algorithm is shown to produce large errors in the low energy portion of the neutron and light ion fluence spectra. It is further shown that the errors result from the narrow energy domain of the neutron elastic cross section spectral distributions and that an extremely fine energy grid is required to resolve the problem under the current formulation. Since adding a sufficient number of energy points will render the code computationally inefficient, we revisit the light ion and neutron transport theory developed for HZETRN and focus on neutron elastic interactions. Two numerical methods (average value and collocation) are developed to provide adequate resolution in the energy domain and more accurately resolve the neutron elastic interactions. An energy grid convergence study is conducted to demonstrate the improved stability of the new methods. Based on the results of the convergence study and the ease of implementation, the average value method with a 100 point energy grid is found to be suitable for future use in HZETRN.     

满足多终端约束的二次曲线迭代制导方法研究

某些空间载荷会对入轨精度和入轨姿态同时提出很高的要求,应用于运载火箭控制系统的摄动制导方法的入轨精度无法满足要求,而传统的迭代制导方法无法约束终端的入轨姿态。为此提出了一种满足多终端约束的二次曲线迭代制导方法,该方法通过二次曲线形式规划整个真空段的飞行制导程序角,实时满足位置、速度与终端姿态约束,从而可以使得火箭以期望姿态角实现高精度入轨。算例结果表明,该方法能同时保证高精度的入轨指标和入轨姿态,并能适应偏差状态、约束姿态角变化与轨道根数小幅变化,具有较高的工程应用价值。     

飞机颤振主动抑制控制律优化设计

对颤振主动抑制控制律的优化设计进行了研究，提出了一种基于“极点配置”思想，考虑低速稳定性的工程性控制律初值设置方法；在优化过程中，除考虑阵风响应等约束外，还考虑了鲁棒性问题。以某型收音机的动力相似模型为实例进行计算。计算结果表明，设计的优化控制律能有效抑制颤振，保证低速稳定性，且系统满足工程稳定裕度要求。     

特征设计的定位约束参数化技术

 提出一种三维参数化的系统模式，将参数化工作分为二维变量几何、扫描方向参数化及特征定位约束参数化3个相对独立的部分。针对反映三维参数化特点的定位约束参数化技术，提出用坐标系方式表示特征之间的定位约束关系，定义了所需的几种坐标系，分析了可能存在的约束关系类型，并从一般位置约束关系的分析入手，推导出相应的约束变换矩阵，拓宽了约束表示的覆盖域。还针对特征模型约束情况分析、判断和处理的需要，分析了各种约束类型的自由度亏损情况。     

企业投入产出方法与制造资源计划方法的结合研究

提出以企业基础信息平台为基础数据，在企业工序产品生产计划、外购品采购计划、成本计划、物料清单、成本核算等方面，实现企业投入产出方法与制造资源计划方法的结合。     

ERP的发展现状及未来趋势

ERP(Enterprlse Resources Planning企业资源计划)是指建立在信息技术的基础上，以系统化的管理思想，为企业决策层及员工提供决策运行手段的管理平台。ERP系统集信息技术与先进的管理思想于一身，成为现代企业的运行模式，反映时代对企业合理调配资源、最大化地创造社会财富的要求，成为企业在信息时代生存、发展的基石。对ERP发展现状及其未来可能的发展趋势的研究，可为企业顺利实施ERP提供依据。     

考虑机动效率的多约束导引律设计

针对考虑交会角约束的导引律在可用过载不足时将导致大的交会角误差问题,推导一种考虑时变过载约束的制导形式,而该导引律在实现较大机动的同时会带来较大能量损失,进而提出一种考虑导弹机动效率的多约束导引律。首先,应用最优二次型原理推导出一种时变控制项权系数的闭环制导形式;其次,将导弹机动时刻阻力系数引入时变权系数,并通过迭代分别确定可用过载与机动效率约束边界;最后,将时变过载约束表示成剩余时间的函数,代入制导指令,并进行弹道仿真。结果表明:推导的2种导引律均能较好地实现末端弹道成型要求,考虑机动效率的制导指令分配更为合理,并有效降低了拦截末端速度损耗,提高了制导精度与毁伤效果;且考虑机动效率的导引律中时变权系数无须配平求解,在保证精度的同时极大提高了迭代速度。     

基于平衡滑翔的升力再入攻角设计分析及应用

针对面对称中高升阻比飞行器再入攻角的优化问题,从工程角度系统分析了升力再入攻角优化问题的多种约束,基于平衡滑翔条件结合失速攻角、初始再入攻角和平衡滑翔攻角等,得到了再入段飞行的攻角设计空间,并给出了再入攻角剖面设计的具体可行方法。所提出的设计方案可用于快速选定满足各种过程约束的速度-攻角剖面;将该攻角设计方法应用于覆盖区优化问题,在继承已有方法的快速求解速度下,仿真结果及对比表明所规划的攻角剖面具有与直接法相似的最优性。     

基于应力约束的翼肋拓扑优化和软件二次开发

翼肋主要作用是维持机翼外形,对于机翼的总弯曲刚度贡献较小,但是翼肋的重量却在翼盒的结构重量中占有相当大的比例（一般为8％～12％）,因此有必要通过一定的结构优化方法减轻翼肋的结构重量。在MSC．PATRAN平台上二次开发了应力约束全局化的拓扑优化方法,并首次将该方法应用于翼肋的拓扑优化;采用了一套工程估算方法,可用于翼肋的初步设计和快速重量估算。结果表明：在满足稳定性要求的情况下,经过拓扑优化的翼肋结构减重效果明显。     

飞行控制系统余度方案设计的决策支持系统

本系统是示范工程ＦＣＳ－ＣＩＭＳ（飞行控制系统－计算机集成制造系统）技术可行性论证系统的一个子系统,它是基于数据库,辅助决策者针对数字式飞行控制系统硬件相似余度方案设计的决策支持系统。它建立了以分层型结构为基础的决策支持系统的总体框架;应用余度技术领域专家的知识,建立了余度模型库;系统考虑了可维修性指标与可用度指标;提出了以综合考虑系统重量、体积、成本与技术风险度等指标的多目标专家评估法为基础的决