一种多级全固体运载火箭上升段自主制导方法

针对多子级全固体运载火箭在终端多约束下的耗尽关机制导问题,设计了一种基于“助推-滑行-助推”飞行模式的真空段自主制导方法。根据轨道动量矩守恒定律,推导出一种同时具有速度和位置矢量约束的定点制导算法(PA)。在PA理论基础上,建立了满足能量匹配的滑行轨道非线性方程组并降阶至一维迭代求解,解决了多级固定总冲约束的两点边值问题。蒙特卡洛仿真结果表明：该算法对固体运载火箭模型的参数偏差和不确定性具有强鲁棒性,并对多终端轨道任务(不同轨道高度和不同载荷质量)具有较强的自适应能力,因此该算法具有重要的理论意义和工程应用价值。     

非工作状态下电液伺服机构运动分析

针对电液伺服机构安装到运载火箭后存在非工作状态下承受外力并产生被动运动的现状,分析伺服机构的受力情况并构建内部液体流动回路,研究非工作状态下伺服机构在外力作用时的运动特性。发现伺服阀零位特性以及伺服机构高压回路密封性能是影响伺服机构非工作状态下运动特性的主要因素。在外力作用下发生运动时油缸某一侧往往处于抽真空状态。使用零位特性良好的伺服阀以及高压回路泄漏小的伺服机构,在外力作用下将处于双向不动或单向可动的状况。利用典型产品开展了物理试验,验证了结论的有效性。     

发动机空中起动包线扩展试飞组织与实施

适航条款要求装配两台发动机的飞机,在单发失效后在一定的高度、速度和发动机状态下具备重新起动的能力。为表明对适航条款的符合性,飞机主制造商必须开展发动机空中起动包线扩展试飞(简称空起扩包试飞)试验。而发动机空起扩包试飞是一项风险高、难度大,影响因素众多而复杂的试飞任务。以某型飞机的空起扩包试飞为参考,从试飞科目分析、试飞准备、试飞组织与实施、试飞试验结果等方面总结了相关试飞经验,分析了试飞员、指挥员、试飞工程师、课题和设计人员在空地决策机制方面的专业知识和角色定位。及时把握飞机的状态,并判读试验点的有效性,是试验高效和安全开展的有力保障。该空起扩包试飞的成功组织与实施为后续试飞活动及未来其他型号的类似试验奠定了良好的基础,提供了一定的技术储备。     

一种基于在线辨识和专家系统的飞行器智能姿态控制方法

针对未来战场形势对攻击型飞行器提出的大包线飞行、大不确定、主动容错控制问题,提出了一种基于在线辨识和专家系统的智能姿态控制方法。该方法通过在线估计飞行器的时域、频域关键参数,驱动专家系统实时计算并调整控制器参数;结合时域、频域辨识结果诊断、定位故障,实现故障隔离、控制策略调整。该方法综合了飞行器结构、气动试验数据和专家知识,通过在线辨识和估计丰富了专家系统推理计算所需信息,促进了专家系统的在线应用,是一种近期可实现的智能控制方法。仿真结果表明,采用该方法,姿态发散概率由无容错控制时的45%降低到容错控制时的0%,姿态控制任务完成率100%。     

高超声速飞行器脆性透波材料大热流冲击下断裂性能试验

高超声速飞行器在俯冲段、高机动变轨或瞬间外露定位探测设备时,快速变化的高热流密度气动热会对天线窗、天线罩等部件产生强烈的热冲击。判断脆性材料透波部件在大热流密度冲击下是否出现断裂破坏及确定断裂时间点,对于高超声速飞行器能否最终锁定并击中目标具有极为重要的意义。本文建立石英灯红外辐射式大热流冲击试验系统,最大冲击热流密度可达1.5 MW/m²,并对SiO₂和Al₂O₃2种脆性材料进行了高速热冲击试验。热流冲击模拟准确,控制结果与预设热流的相对误差小于1.0%。同时,采用数字图像相关方法实时采集热冲击过程中脆性材料表面散斑图像的动态变化,成功捕捉并获得了断裂时间点这一重要关键参数。通过对散斑图像的分析计算,得到了脆性试验件断裂前的表面应变的变化。试验结果为高超声速飞行器透波天线窗等信号探测定位部件在高速大热流热冲击下的安全可靠性设计提供了重要依据。     

基于神经网络的机动飞行器自适应控制方法

针对机动飞行器强耦合性、快时变性以及高不确定性的问题,建立了六自由度刚体运动数学模型,按照时间尺度将姿态运动模型分为快变子系统和慢变子系统并分别设计动态逆控制律。然后给出了神经网络自适应控制器的设计方法,对神经网络的逆误差补偿原理、输入的选择、权值矩阵更新规则进行分析。通过算例进行六自由度仿真,证明本文方法的跟踪精度较高。     

基于综合电子的某型运载器电气系统方案设计

为降低全生命周期成本,提高航天运载器综合竞争力,提出了基于综合电子方案的某型运载器电气系统设计实现方法。首先对该运载器功能需求进行了分析,建立了基于综合电子的系统分布式集成逻辑架构,然后分别就系统任务规划与操作系统分区结构、基于时间触发以太网(TTE)的一体化机内外总线体制以及系统容错处理机制等关键技术及实现途径开展了分析论证。本方案提出的相关软、硬件设计方法有利于实现系统快速集成与系统内资源共享,同时为实现冗余容错控制、在线任务规划等功能提供了便利。     

液体运载火箭长细比设计研究

在运载火箭的总体设计中,火箭长细比是一个非常重要的设计参数,它对火箭构型方案的确定、箭体直径的选取等具有决定性影响,通常需要综合权衡载荷、结构效率、姿控稳定性、生产制造以及运输等多方面的因素来确定,火箭长细比设计对箭体直径统一、火箭型谱研究也有重要意义。梳理了火箭长细比设计过程中应遵循的原则,简要介绍了火箭长细比优化设计的方法和途径,并分析了长细比对运载火箭设计的主要影响。     

多目标约束下的民机舱室气流组织优化研究

民机客舱内的气流组织和人体热舒适性受到送风形式、送风温度和风量等多种因素的影响。在现代民机舱室设计中,客舱新风的送风形式很大程度逐渐受限于舱室美学设计方案。本文采用CFD流体仿真技术,结合客舱内饰设计对民机客舱的热环境和舱内人体热舒适性进行研究。本文建立了适用于民机客舱热环境仿真的多目标优化方法,对新型行李箱结构设计下的顶部送风口的位置进行优化分析,优化结果能够明显改善民机客舱内的空气分布和乘客的热舒适性。研究发现新型行李箱结构会使得顶部新风产生贴壁流动的康达效应。康达效应会很大程度上改变顶部新风的流动轨迹,影响新风利用率和乘客的舒适性。     

反旋进气混合式减涡结构流动特性数值计算

提出了一种将反旋进气孔与减涡管相结合的混合式减涡器,数值研究了其减阻引气效果,分析了旋转雷诺数、无量纲入口质量流量对内部流场结构和压力损失的影响。研究发现:在混合式减涡器引气结构中,静压沿径向平缓降低,在周向分布均匀;随着无量纲入口质量流量或旋转雷诺数的增加,引气结构总压降呈现单调上升的趋势,其中在高旋转雷诺数、低无量纲质量流量工况下具有突出的减阻性能,其对应的湍流参数为0.106 4~0.324 5。相比于简单盘腔,反旋进气孔式及管式减涡器的压力损失分别降低62.5%、60.5%,混合式减涡器可降低80.4%,体现出良好的减阻引气效果。