基于边缘计算和VPRS的火箭设备单机双层判读与实时诊断

为提高参数自动判读的效率,增强设备单机状态诊断的时效性和准确性,提出一种基于边缘计算和变精度粗糙集(VPRS)的运载火箭设备单机双层判读与实时诊断方法。首先构建了边缘层-判读服务器层的双层判读架构。然后,基于边缘计算技术设计了边缘层判读方法,对参数原始数据进行阈值判断与数据筛选。随后,在判读服务器层,定义AIPL(AutoIP Language)判据描述语言设计高阶判据并进行高阶判读;基于VPRS建立了实时诊断模型,对设备单机的历史数据进行约简,挖掘出了简化后的状态诊断规则。最后,以XX火箭设备单机遥测数据自动判读系统升级改造为例,验证了所提方法的可行性与有效性。     

太阳系边际探测飞行任务规划

针对太阳系边际探测任务,开展了星际多目标飞越的任务规划,采用小推力混合优化设计方法完成了基于借力飞行及电推进技术的行星际转移轨道联合优化设计,对比研究了面向日球层鼻尖和尾部探测的星际多目标探测飞行方案。研究表明,探测器在2024-2025年发射,可飞抵日球层鼻尖区域,在2027-2030年发射可飞抵日球层尾部区域,并可在2049年1月1日前飞离日心100 AU,实现太阳系边际空间的科学探测。其中日球层鼻尖探测任务探测器飞抵100 AU的位置位于鼻尖中心区域,可与旅行者1号、2号探测器形成有效互补。文章所用任务规划方法,可为太阳系边际探测的自主任务规划技术提供基础,相关研究成果能够为未来中国首次太阳系边际探测任务的实施提供有价值的参考。     

涡轴-涡扇变循环发动机方案及性能匹配设计研究

针对旋转机翼式垂直起降高速巡航飞行器,提出了一种新概念结构形式的涡轴-涡扇变循环（TSFVCE）发动机,能够分别在涡轴和涡扇两种模态工作。首先对涡轴-涡扇变循环发动机的结构及工作模式进行了介绍,并建立基于变比热的部件级性能仿真模型;然后通过循环分析,确定发动机第二涵道比为3,Flade外涵风扇压比为1.98,第一涵道比为0.11,完成发动机设计点性能方案设计;最后分析了核心机驱动风扇（CDFS）可调机构对发动机性能影响机理,得出CDFS放气阀对发动机涡扇模态下的推力与涡轴模态下的功率影响较大,对涡扇模态的推力影响最大为61.5%,对涡轴模态的功率影响最大为33.3%,可利用此特性实现发动机在涡扇和涡轴模态下推力和功率输出的匹配。     

变重力场中散体颗粒堆的安息角及接触力分布

为研究重力与散体颗粒堆安息角的关系,针对颗粒系统的随机性和离散性特点,通过三维离散单元法建立颗粒的运动模型,对颗粒在不同重力场中的堆积过程进行了模拟,得出了颗粒堆的安息角及接触力概率分布.结果表明:颗粒堆内接触力构成的力链呈非规则网络状,其中,接触力近似对数正态分布,约65%接触力低于平均值;接触点中约70%处于临界滑移,其余接触点切向力与法向力的比值为均匀分布;不同重力场中颗粒堆接触力的分布规律具有相似性,即接触力相对重力无量纲化之后,其分布函数高度相符;颗粒堆的微观结构具有随机性差异,但是安息角不受重力大小的影响.     

木星系探测及行星穿越任务轨迹初步设计

基于我国未来木星系探测任务需求,初步设计了任务轨迹。以目前的发射能力,要实现木星的环绕探测必将利用行星借力,需设计借力轨迹。首先将脉冲变轨的轨迹设计问题转化为参数优化问题,在满足2029—2032年间发射并且飞行时间不超过7年的约束条件下,使用PSO算法对发射时刻、借力时刻、深空机动时刻、到达时刻等参数进行优化,使得探测器需提供的总速度增量最小。探测器进入木星系后,利用木卫3借力捕获至环木大椭圆轨道,又利用木卫4构造共振借力,最终捕获至木卫4的环绕轨道。在此基础上,还考虑了天王星飞越的拓展任务,天王星探测器在到达木星时与木星系探测器分离,利用木星借力可无消耗飞往天王星,并在2043年完成天王星的飞越探测任务。     

直接侧向力控制导弹的自适应模糊变结构末制导律设计

针对采用直接侧向力控制的敏捷性导弹，提出了一种适州于拦截大机动目标的自适应模糊变结构末制导律。由于采用了直接侧向力控制方式，提高导弹末段机动过载和快速响应能力的同时，也使得系统具有高度耦合非线性和参数不确定性。采用所设计的制导律在制导系统中不确定性函数为未知的情况下，利用自适应模糊系统的万能逼近能力以任意精度进行逼近，由此克服了模型小确定性和外界干扰对制导系统的影响。并通过引入目标最大机动加速度自适应算法，使得这种制导律中的变结构项具有变增益能力，能够适应目标各类机动的情况。仿真结果表明，该制导律对大机动目标具有较强的鲁棒性，并对各类机动目标均有较高的制导精度。     

月球探测器着陆冲击试验及关键技术研究

中国正在开展月球探测活动,下一步将发射月球着陆器并实现月面软着陆。为确保着陆器在月面着陆时的稳定性和可靠性,发射前需在地球表面进行着陆冲击试验。对会影响月球着陆器着陆性能的月貌和月壤进行了详细的叙述,以便在试验过程中进行相应环境特征的模拟。用图表详尽阐述了三种月球重力场模拟器的原理和装置,并对各自的优缺点进行了评述。根据试验模型的不同,将月球着陆器着陆冲击试验分为原尺寸试验（模拟的月球重力场下）和1/6模型试验（地球重力场下）两类,分别介绍了两类模型的结构以及试验模型与着陆器原型机之间缩放关系。分别给出了原尺寸试验和1/6模型试验的试验平台和试验步骤,以及初始试验参数的给定方法。根据试验研究的需要以及月球探测器在月球表面着陆时的真实情况,给出了在地球上进行着陆模式模拟的方法。研究表明两种试验结果之间有良好的一致性,但是这两种试验的花费很高,且对试验场地有较高的要求。再者,由于在试验中对月壤没有太好的模拟方法,试验数据与真实着陆时数据存在一定差异。     

一种基于火箭橇轨道的动基座重力测量系统评价方法

传统的重力仪精度评价方法为重力仪测量值与静态定点值或飞行状态下的重力线网格参考值进行比较,根据差值或相对异常值来评价重力仪的精度指标,但其缺点是飞行轨迹重复性差.火箭橇轨道是进行火箭橇测试的重要组成部分,它严格按照设计建设,长达数公里,拥有完整已知的地理数据信息,且沿着火箭橇轨道布有众多的绝对重力基准点.提出一种基于火箭橇轨道的重力测量系统评价方法,通过火箭橇轨道上的众多绝对重力基准点和重力仪测量得到的重力值比较,评价重力仪的精度指标性能.其优点是该方法能够连续、快速、可重复评价重力测量系统的精度指标,为重力仪研制提供精确的评价手段和鉴定方法.     

TBCC用轴对称进气道流量控制技术研究

为了满足组合动力进气道在宽马赫数范围内良好工作,开展了组合动力轴对称进气道设计,提出了多种轴对称进气道变几何方案以实现进气道/发动机流量匹配。理论分析及数值模拟研究了各变几何机制的可行性,对比分析各方案优劣。结果表明:外压段溢流、内压段溢流及扩压段溢流均能实现进气道/发动机流量匹配;外压段溢流变几何机制较复杂,其中改变唇罩角度和移动部分中心锥时进气道总压恢复系数较高,且移动部分中心锥时进气道压差阻力较小;内压段溢流各方案变几何机制相对简单,但溢流区域较大,斜激波易导致中心锥表面流动分离。其中采用外罩设置放气孔的形式时,进气道总压恢复系数较高,压差阻力较小;扩压段溢流方案实现简单,溢流区域小,进气道性能较好。      

部件三维仿真模型与发动机循环参数分析的耦合方法研究

为了将基于部件三维仿真模型获取的部件工作特性耦合于发动机循环参数分析、提高整机性能预估的可信度,本文提出了改进完全耦合方法,结合核心机驱动风扇级(Core Driven Fan Stage,CDFS)三维仿真模型和变循环发动机(Variable Cycle Engine,VCE)零维仿真模型,使用迭代耦合和改进完全耦合方法建立了VCE多维度仿真模型,研究了修正因子计算方法及边界参数松弛处理方法对VCE多维度仿真模型的影响,对比了迭代耦合与改进完全耦合方法的差异。结果表明,采用改进完全耦合方法时,直接将基于部件高保真度仿真模型得到的压比和等熵效率应用于发动机循环参数分析,可避免非线性方程组线性化过程对部件高保真度仿真模型的重复调用,同时计算过程不依赖于部件通用特性图。采用优化方法计算修正因子或者对边界参数进行松弛处理均可以抑制改进完全耦合方法中迭代残差的震荡,加速收敛。改进完全耦合方法与迭代耦合方法计算结果无明显差异,且在使用优化方法计算修正因子时收敛速度基本一致。超声速巡航状态下,与VCE零维仿真模型的计算结果相比,多维度仿真模型中CDFS压比升高了2.73%,由此导致VCE推力降低了3.48%。