烧蚀型脉冲等离子体推力器能量分配机理

脉冲等离子体推力器（以下简称PPT）效率低下的缺点一直为使用者所诟病,但过去对其能量分配机理的研究十分匮乏,难以为高效率PPT的设计提供参考。针对这一现状,本研究以平板式烧蚀型PPT为对象,对推力器在4种不同放电能量（能量比1：2：3：4）下工作的电压、电流和脉冲烧蚀质量进行测量,并根据测量结果估算PPT的元冲量、比冲、效率等推进性能。此外,本研究还建立了能估算PPT推进剂利用率的数值模型,并用该模型分析实验研究结果。研究结果表明,能量利用率和推进剂利用率低下同时导致PPT推力器效率低下,随着放电能量的增加,PPT的能量利用率和推力器效率上升,分别从5.07%和2.88%逐渐提高至16.46%和5.23%,但推进剂利用率反而降低,由56.8%逐渐降低至31.8%。     

基于奇异值分解的单框架变速控制力矩

摘要： 本文提出一种新的变速控制力矩陀螺（VSCMGs）的角动量管理方法.将VSCMGs的控制力矩(CMGs)模式和飞轮模式分开求解同步输出,对CMGs模式力矩输出进行奇异值分解,只有CMGs模式接近奇异的时候,在奇异方向上的指令力矩才会分配一部分给RWs模式,从而在保证VSCMGs输出精度的情况下尽量充分的利用VSCMGs的执行能力.同时角动量管理算法中还引入零运动来实现转子轮速平衡以及框架构型避奇异,并且考虑了框架角速度死区非线性以及忽略项的补偿问题.仿真结果表明,所设计的操纵律在航天器大角度快速姿态机动时,可以实现高精度的大力矩输出.     

多机空战指挥引导不平衡目标分配方法研究

目前,存在多机空战指挥引导不平衡目标分配模型少的问题,提出一种新的多机空战不平衡目标分配方法。结合空战理论与实际,在现有模型的基础上,利用最优控制理论,建立多机空战指挥引导目标分配模型;介绍匈牙利算法和进化匈牙利算法的基本思想和流程,在此基础上将匈牙利算法和进化匈牙利算法相结合来寻求最优方案,并进行仿真分析。结果表明:该方法具有较好的时效性和可靠性,能满足多维条件下的目标分配处理,满足实战需求,为解决多机空战指挥引导不平衡目标分配问题拓展了研究思路。     

一种舰载近程小口径火炮的分配方案及其效能

根据舰载小口径火炮的分布特点和其对反舰导弹的有效性,分析设计了一种舰载小口径火炮的最优分配方案,并给出了该方案拦截效率的计算方法。     

民机冲压空气系统流动特性仿真研究

民机冲压空气系统通过机身蒙皮开口引入外界空气为飞机空调系统、辅助冷却系统和惰化系统提供合适压力与流量的冷源,其性能的优劣影响飞机的经济性与舒适性。冲压空气系统包括了进排气口、换热器、风扇和管路等部件,其内部的复杂流动特性决定了冷源流量在各个用户系统中的分配。为了在冲压空气系统的设计过程中根据各用户系统的需求完成合适的流量分配,需要通过冲压空气系统流动特性的三维仿真计算来获得。针对冲压空气同时受到机外环境和内部部件影响的特点,建立了机外远场和内部各部件仿真计算模型,通过CFD方法实现了冲压空气系统内部三维流动趋势的计算,获得了冲压空气系统流量分配结果和流道内的压力分布,为冲压空气系统的整体设计提供了参考。     

含CL-20 的NEPE推进剂热分解

借助热重-微商热重(TG-DTG)试验和差示扫描量热(DSC)试验研究了含CL-20的NEPE推进剂的热分解特性,探索了主要组分NG、CL-20、AP和催化剂之间的相互作用。实验结果表明,该推进剂的热分解过程分3个阶段:增塑剂(NG)的挥发和分解,PEG CL-20的分解,AP的分解。CL-20促进了NG和PEG的分解,NG与PEG并未影响CL-20的分解。AP的加入促进了CL-20的分解,同时CL-20也使AP的分解由单质2步分解合并为1步。Al粉在该体系中与其他组分的相互作用较弱。催化剂Ct1和Ct2在一定程度上抑制了推进剂中NG、CL-20和AP的起始分解,对于NG起始分解的抑制作用更为明显,当温度升高,抑制作用消失即分解开始时,分解速率大幅提高,从而使推进剂热分解的放热历程缩短,致使推进剂燃速提高。     

军机人机功能动态分配方法研究

目前军机均为静态人机功能分配与设计,并未考虑人,、机状态随着作战任务的执行会发生变化,当人的作业绩效或机的能力下降,静态分配无法实现人机能力的动态互补,从而严重影响装备作战效能。通过研究国内外人机功能动态分配原理,结合装备典型任务,建立功能动态分配的触发机制、分配决策时机与分配策略,给出军机人机功能动态分配方法,实现功能在装备运行的过程中,动态地在人与机之间进行分配,使人与机有机结合,通过人机协作的方式,确保飞行员的工作负荷合理,提高安全性,满足人机综合的绩效最优。     

考虑动态控制分配的空天飞行器再入姿态复合控制设计

针对空天飞行器再入大气层阶段的直接力/气动力复合控制分配问题,设计了一种基于改进指标函数的动态控制分配律,兼顾了反作用控制系统燃料消耗和闭环控制系统响应速度需求。此外,针对空天飞行器面对称大攻角再入引发的横侧向气动强耦合问题,在预测控制律中引入了通道间交叉耦合反馈项,对姿控过程进行增稳。对比仿真结果表明,动态分配算法在提高了再入姿态控制精度的同时降低了反作用控制系统的燃料消耗;交叉耦合反馈项的引入,缓解了倾侧角指令突变对偏航通道稳定性的干扰影响。     

大尺寸自由活塞激波风洞重活塞软着陆关键技术

高焓激波风洞的驱动技术决定了风洞总焓和总压试验能力。重活塞压缩加热技术具有驱动性能强和运行灵活性高等特点，是高焓激波风洞关键驱动技术。针对重活塞发射效能、重活塞与壁面摩擦、膜片破膜等情况带来的大尺寸重活塞难以安全软着陆问题，通过理论分析、动网格数值模拟和试验验证相互结合的手段，分析了重活塞实际运动过程的影响因素，建立了重活塞调谐运行方法，获得了稳定的驱动压力，可为不同的模拟需求提供对应的试验状态。研究了质量为205 kg、275 kg的重活塞在压缩管中运行最高速度分别超过350 m/s、450 m/s的软着陆过程，获得了压缩管末端总压15 MPa、总温3 450 K和总压45 MPa、总温4 845 K的定压试验状态。本研究解决了大尺寸自由活塞激波风洞重活塞软着陆难题，保障了世界最大尺寸自由活塞驱动的FD-21高焓激波风洞中、质量为数百千克的重活塞、在长度为75 m的压缩管中的运行安全。     

基于认知过程的飞行员脑力负荷动态预测

现代军用飞机座舱驾驶系统信息高度密集、任务复杂多变。为探讨信息加工类型与多任务协同对飞行员脑力负荷的影响，依据ACT-R认知模块与脑力负荷决定性因素的关联性，将飞行员的脑力负荷划分为感知负荷与认知负荷，并基于四维多资源干扰理论，考虑多任务协同作用时的资源干扰对脑力负荷的影响，提出了基于认知过程的飞行员脑力负荷动态预测模型。为校验所提模型，选取16名被试完成4种模拟飞行任务的脑力负荷评价实验，结果显示：不同飞行任务在飞行绩效、NASA-TLX主观评价、平均扫视时间与扫视频率下的主效应显著（P<0.05），总脑力负荷预测值与NASA-TLX主观评价、扫视频率和心率呈显著正相关，平均脑力负荷预测值与飞行绩效、瞳孔直径和平均扫视时间呈显著正相关。所提模型对飞行员脑力负荷的动态预测与评价具有应用价值。