NASA-HDBK-7005《动力学环境准则》分析

文章从标准化的角度讨论了动力学环境试验技术,分析了以MIL-STD-810为代表的各类产品通用的环境标准和以NASA-HDBK-7005为代表的航天系统动力学环境标准所形成的两个环境标准体系的特点,讨论了NASA-HDBK-7005的标准内容,提出了我国航天动力学环境标准化工作的建议和意见。     

基于预计算和周期性的ECC标量乘法算法

在研究二进制、带符号的二进制(NAF,Non-Adjacent Form)等常见标量乘法算法的基础上,结合椭圆曲线基点的周期特性和预计算倍点序列方式,提出了一种新的标量乘法算法,并给出了新算法的详细步骤.点的周期性和系数决定了直接进行标量乘法运算还是转化为求其逆元,预计算倍点序列方式避免了椭圆曲线密码体制(ECC,Elliptic Curve Cryptosystem)加解密过程中大量的重复运算.为验证算法的正确性,采用密钥长度为192 bit椭圆曲线,给出了一个具体实例.实例结果和算法分析表明:与二进制和NAF算法相比,新算法虽占用了一些存储空间,但省去了倍点运算的时间开销,同时减少了点加的运算次数,极大地提高了标量乘法运算的效率.该算法的提出对完善ECC理论和加快ECC在实际中的应用具有重要意义.      

CFD和MDO技术在乘波飞行器设计中的应用综述

乘波飞行器由于其具有高升阻比特性而成为国内外高超声速飞行器研究的热点。介绍了乘波飞行器的研究进展,在此基础上阐述了乘波飞行器设计对先进设计技术的需求。重点讨论了计算流体力学（CFD）技术和多学科设计优化（MDO）理论与方法在乘波飞行器设计中的应用现状。提出了今后应重点对高超声速飞行条件下乘波飞行器的动态气动特性进行全面的数值模拟研究．大力开展包含可靠性和经济性分析的乘波飞行器多目标多学科设计优化研究。随着MDO方法在乘波飞行器设计中的深入应用,CFD必将发挥更大的作用,共同促进乘波飞行器的快速发展。     

超临界机组末级叶片典型截面的叶型设计

针对超临界机组末级长叶片的设计特点,采用遗传算法和人工神经网络,提出对长叶片典型截面叶型进行分区优化设计思想,并对原型与改型进行了多工况点的数值计算,结果表明,将叶型吸力侧后半段由直线型改为内凹型,能够显著降低超声速叶型在超声速工况范围内的叶型损失。对叶型前缘以及压力侧的局部优化设计能够改善超声速叶型在临界马赫数工况下的气动性能。优化设计最大程度地减小了样本空间,提高了优化效率。     

动力涡轮驱动的逆升压式空气循环制冷系统优化设计

基于典型飞行剖面分析计算,对目前电子设备吊舱所应用的各种环境控制系统进行了简要介绍,并分别分析了其优缺点.通过比较指出:动力涡轮驱动的逆升压式空气循环制冷系统是适用于电子设备吊舱冷却的有效方案之一.此系统在保证冷却涡轮处于设计工况的条件下,让部分冲压空气通过动力涡轮,因此,不会有非设计工况下冷却涡轮效率下降的问题,可以获得较大的制冷量.本文建立了该系统及各附件的数学模型,确定了系统设计计算方法,并分别以系统质量最小和性能系数最高为优化目标函数,提出了系统优化设计方法.     

Comparative assessment of human–Mars-mission technologies and architectures

We compare a variety of mission scenarios to assess the strengths and weaknesses of options for Mars exploration. The mission design space is modeled along two dimensions: trajectory architectures and propulsion system technologies. We examine direct, semi-direct, stop-over, semi-cycler, and cycler architectures, and we include electric propulsion, nuclear thermal rockets, methane and oxygen production on Mars, Mars water excavation, aerocapture, and reusable propulsion systems in our technology assessment. The mission sensitivity to crew size, vehicle masses, and crew travel time is also examined. Many different combinations of technologies and architectures are applied to the same Mars mission to determine which combinations provide the greatest potential reduction in the injected mass to LEO. We approximate the technology readiness level of a mission to rank development risk, but omit development cost and time calculations in our assessment. It is found that Earth–Mars semi-cyclers and cyclers require the least injected mass to LEO of any architecture and that the discovery of accessible water on Mars has the most dramatic effect on the evolution of Mars exploration.     

冲压发动机用轴对称进气道设计和试验

完成了一种Ma=2.5～4.0冲压发动机用超声速轴对称混合式进气道模型的设计,通过数值模拟和风洞试验,获得了马赫数Ma=2.5,3.0,3.5,4.0,攻角α=0°,3°,6°,8°条件下的超声速轴对称混合式进气道性能。试验结果表明,随着马赫数的增加,总压恢复系数大幅度下降,亚临界稳定范围变窄,流量系数逐渐增加;随着攻角的增大,总压恢复系数和流量系数总体都呈降低趋势,在Ma≥3.0,α=6°时,进气道性能的下降小于5%,亚临界稳定范围变窄。     

基于样条曲线的机动弹头再入轨迹优化研究

使用三次样条函数拟合再入飞行器纵向运动轨迹,以样条曲线上的控制节点为优化参数,将再入轨迹优化问题转化为静态参数优化问题.最后以纵向平面内的最优轨迹为例,以终点速度最大和飞行时间最短为优化目标,采用基于Pareto定级排序遗传算法求解了在末端状态受约束的最优再入轨迹问题,验证了该方法的有效性.     

管壳式换热器的一种优化设计

换热器的结构优化涉及到多参数的耦合问题.区别于以往优化方法只是将换热器单个性能涉及因素作为目标函数,选取换热器性能涉及因素中的换热体积和换热过程压降损失为优化对象,以湿空气与水热交换作为具体工况条件,分析了管壳式换热器的传热和压降模型,得到了管壳式换热器设计的优化结果,找到了一种综合考虑换热器体积以及换热过程压降损失的换热器结构设计方法.与普通设计方法相比,该方法可以有效减小换热器体积与传热过程压降损失.     

PH曲线拟合在数控前瞻中的应用

为解决数控系统进行微小直线段平稳加工的问题,提出了一种拟合方法.综合了误差限制下的微小直线段长度、拐角、直线段相交点单调性等判定条件,将连续的微小直线段分割成若干区域.使用非线性最小二乘法将每一个区域内的点拟合成PH曲线,并通过模拟退火方法调整切矢量来控制拟合误差.根据区域的连接情况,将切矢量分为单向和双向两种调节方法.在模拟退火算法中,将微小直线段的斜率作为切矢量的初始值,利用细分直线的方法逐点计算弓高误差,并将此误差作为目标函数来快速进行切矢量的调整.结果表明,对微小直线段进行区域划分可以提高拟合效率.在控制弓高误差的情况下,此方法可以形成具有良好精度的光滑曲线,可以获得平稳的速度轨迹.