基于序列近似优化算法的固体运载火箭弹道设计

采用打靶法研究固体运载火箭弹道优化设计问题。针对打靶法中智能优化算法效率、优化问题中约束条件提法等方面的不足,引入序列近似优化算法,提出算法中径向基函数高斯核宽度的高效确定方法。数值仿真实验表明,提出的方法可在基本不带来计算量增加的前提下,显著提高代理模型精度,使序列近似优化算法得到改进,提高优化效率。设计固体运载火箭飞行程序。建立弹道优化设计问题数学模型,并将模型中相关等式约束合理转化为不等式约束,降低优化问题求解难度;基于改进后的序列近似优化算法完成某固体运载火箭弹道优化,原始计算模型调用308次之后便搜索到最优解,较传统智能优化算法显著提高了优化效率,优化方案末助推级液体推进剂消耗比原方案减少25.7%。     

低温燃气弹射内弹道影响因素的数值研究

针对某低温燃气式弹射装置,建立简化二次燃烧物理模型,采用重整化群k-ε湍流模型模拟流场流动、以有限速率/涡耗散燃烧模型模拟气相燃烧、以域动分层法动网格更新技术模拟导弹运动,数值分析得到了发射筒内载荷与内弹道特性.结果表明:在满足内弹道设计要求的条件下,燃气发生器喷管入口总温包络区间为0.538~1.231,且随着总温的增加,二次反应时间和导弹出筒时间减小,导弹出筒速度增加;发射筒内氧气质量分数包络区间为0.07~0.30,且随着氧气质量分数的增加,二次反应发生时间和导弹出筒时间提前,导弹出筒速度增加.研究结果可为低温燃气式弹射内弹道分析和结构设计提供理论基础.      

基于变刚度特性的轴流压气机叶型重构方法研究

为能准确预估轴流压气机叶片在工作状态下的形状,基于流固耦合迭代策略,考虑离心力和气动力对叶片变形的作用,发展了一种适用于轴流压气机的叶型重构方法。在构型转化过程中,计入了叶片受力载荷随叶型变化的非线性效应以及叶片的变刚度特性。采用叶片变形后状态的受力载荷与刚度矩阵计算叶片节点位移,反复迭代修正热态叶片形状,最终获得满足精度要求的热态叶型数据。利用所提出的方法,对Stage 37的转子叶片进行了叶型重构,经20步迭代计算可获得最大残差小于10-4mm量级的热态叶型,通过与试验数据的对比分析,验证了重构算法的可靠性和工程实用性。     

基于NFTET的高超声速飞行器鲁棒轨迹重构设计

考虑高超声速飞行器故障下安全再入飞行问题,针对飞行器发生较大故障的情况,提出了基于相邻可行轨迹存在定理(Neighboring feasible trajectory existence theorem,NFTET)的鲁棒在线轨迹重构算法。在标称情况下基于反馈线性化预测校正制导算法生成满足各种约束条件的再入轨迹;由于NFTET只适用于发生较小故障的情况,为保证较大故障下飞行器仍能以较高精度安全着陆,基于NFTET理论设计了鲁棒轨迹重构算法,得到了较高落点精度的飞行轨迹。仿真结果表明,本文所提出算法能有效解决飞行器较大故障下的安全再入轨迹重构问题,提高了飞行器的自主容错能力。     

基于A661的一种典型民用飞机驾驶舱显示管理研究

随着现代民机驾驶舱的发展,舱内的多个显示器已不再是独立的个体,需要根据特定场景及飞行员外部操作进行相互协调、动态调配。显示器之间相互联动,互为备份,能够保证关键显示信息在多种故障模式下依然具备显示能力,以提高系统可靠性。再者,随着显示系统ARINC 661标准越来越广泛的应用,软件组件之间的耦合性大大降低,同时也对显示管理软件设计提出了更高要求。主要介绍了显示管理设计中的显示构型管理、显示重构和光标管理等关键技术。     

采用双脉冲发动机的中远程火箭弹弹道性能研究

双脉冲发动机能够降低火箭弹飞行阻力,增加射程。为了研究中远程火箭弹采用双脉冲发动机对弹道性能的影响,针对单助推和双脉冲发动机建立了发动机模型,编制了外弹道计算程序,对比分析了分别采用这两种发动机的中远程火箭弹的射程覆盖范围和末端速度等弹道性能。研究表明,对比单助推方案,采用双脉冲发动机的火箭弹最小射程减小34.24%,最大射程增加24.63%,即通过合理选择初始射角和脉冲间隔时间,能够有效拓宽火箭弹的射程覆盖范围;采用双脉冲方案的中程火箭弹增程效果更为明显,与之相比,采用双脉冲方案的远程火箭弹增程仅5.89%;对比单助推方案,在相同射程下,双脉冲发动机还能大幅提高火箭弹在小射程下的末端速度,提升火箭弹的末端突防能力。     

横向过载下固体火箭发动机内弹道特性研究

导弹在高空中作机动飞行时易出现内弹道异常现象,严重时可能导致飞行任务失败。为了了解横向过载对固体火箭发动机内弹道性能的影响,对飞行过载下发动机内弹道性能进行更好地预示,建立了一种非均匀燃面退移离散坐标求解方法。从简单的内孔燃烧管型装药到常用的复杂星孔药型,利用离散坐标求解方法模拟横向过载下推进剂的燃面退移,得出了不同过载下的燃面退移规律,计算了燃面面积的变化情况;同时,将不同微元处的面积和燃速相对应,预示了横向过载下发动机的内弹道特性。结果表明,横向过载导致推进剂燃烧发生偏心,燃烧室压强提高,绝热层提前暴露。100g横向过载下,燃烧室压强增加4%,压强峰值出现时间0.4 s,绝热层暴露时间增加1.6 s;星孔药型燃面的下降段数等于星角数N/2+1。分析了横向过载对燃面退移及发动机内弹特性的影响,对发动机设计具有指导意义。     

高超声速飞行器地面颤振评估技术研究

针对高超声速飞行器飞行过程中颤振边界变动范围大、试验测试难的问题,本文开展了考虑气动热效应的翼面结构地面颤振试验技术研究。首先基于工程法对结构所受的气动加热进行了分析,在此基础上开展了结构的热颤振特性评估并作为地面颤振试验结果的参考标准。考虑实际飞行中结构温升效应影响,建立了基于多工况点的气动力综合优化降阶算法,确保了整个温升过程的气动力模拟的精度。通过建立基于模糊逻辑比例、积分和微分（Proportional integral derivative,PID）控制的多点协调控制系统,实现了温升过程中时变系统的激振力控制器设计。最终搭建了地面颤振试验系统,按照典型飞行状态对结构的热颤振特性进行了测试,试验测试结果与仿真结果对比相对误差约10%。     

空射导弹发射初始弹道数值仿真

导弹从载机上发射时,载机对导弹的流场存在干扰,从而影响导弹在发射初始阶段的姿态和运动轨迹。为了确定导弹的初始弹道参数,本文利用CFD商业软件Fluent6.1计算导弹发射时的非定常流场,并通过该软件的接口嵌入导弹的六自由度弹道方程,同时计算了导弹在载机流场干扰下的非定常气动力和初始弹道。计算结果清晰地表现出导弹与载机的分离过程和载机流场的干扰形式,并可估算出载机的流场干扰范围。     

5005铝合金分流模挤压过程有限元模拟

采用DEFORM-3D有限元商业软件,利用焊合面重构技术实现了空心型材分流组合模挤压过程模拟,获取了挤压过程中的材料流动行为与流动速度场的规律,结合型材挤出时模拟的应力场和应变场的分布,研究型材挤压的晶粒分布规律并其成因。结果表明:挤压型材的横截面上的应力应变分布与实际晶粒尺寸分布有对应关系,型材挤压成形过程中应力应变集中分布是造成型材边部晶粒尺寸比中心部细小,拐角区域晶粒比直边区域细小的原因。