运载火箭推力故障下轨迹在线重规划方法

针对运载火箭非入轨飞行段出现动力系统故障的问题,提出了一种基于能量最优的在线轨迹重规划方法。通过参考轨迹进行引力项的凸化以及根据故障时刻和故障程度的不同设置不同的飞行时长,同时采用无损凸化、线性化和梯形离散等方法,将原始最优控制问题转化为可以采用原对偶内点法迭代求解的二阶锥规划问题,重新规划其飞行轨迹。仿真结果表明该算法能有效提高运载火箭应对突发故障的能力,实现轨迹在线快速收敛,满足动力系统故障后飞行轨迹重构需求。     

航天器交会寻的段三冲量制导方法及误差分析

提出一种航天器空间交会寻的段的三冲量制导方案.以节省燃料和提高末制导精度为目标,设计出基于Hill方程寻优和轨道预报实时优化的双重优化方法,对无初始误差及测量误差情况下的寻的制导效果进行仿真分析,并且对存在初始误差与测量误差时的寻的制导进行模拟打靶试验.仿真结果表明此方法在保证终端精度的同时能较好地节省燃料,并且对于误差影响具有鲁棒性,计算量较小,具有工程可实现性.     

阿斯特里姆购买斯波特公司股份

7月15日,阿斯特里姆公司宣布,它已从法国国家空间中心买下了斯波特图像公司更多的股份,以81％的持股比例成为该公司的大股东。作为阿斯特里姆公司的一部分,信息大地公司和斯波特图像公司将在阿斯特里姆服务公司的对地观测分部下共同开展业务。这笔交易再次表明,阿斯特里姆公司决心要增强其在涉及卫星、卫星及航拍数据、地面段、应用解决方案和信息管理与分发等整个对地观测价值链上的地位。     

弹道导弹在被动段突防的脉冲式异面变轨方法

弹道导弹由于其沿着固定的弹道飞行很容易被敌方拦截。因此,突防技术的发展是提高弹道导弹生存能力的重要手段之一。根据导弹防御系统的特点,提出了一个基于脉冲式异面变轨的弹道导弹突防的方法。利用这个方法设计出来的弹道是由几根不在同一平面的椭圆孤段组成。给出了限制脉冲点火的约束条件。     

涡轮气冷动叶片伸根段参数化设计方法研究

提出了叶片伸根段控制截面线生成方法.将伸根段设计分为内型和外型两部分,通过直纹面插值法获取伸根内型截面线,再通过变壁厚法获取伸根外型截面线,详细分析了其中的关键技术和算法;提取了伸根设计参数,开发了伸根设计专用模块,实践证明,应用本模块进行伸根设计,可以极大提高伸根乃至整个叶片设计效率.     

涡轮泵转子的临界转速研究(Ⅳ)分布质量轴的传递矩阵法

根据旋转的 Timoskenko梁的运动微分方程式 ,导出分布质量轴段的 4× 4阶精确传递矩阵 ,计入轴分布质量的平动惯量、转动惯量、陀螺力矩和剪切变形的影响 ,并计算了三个转子的临界转速。算例的计算结果表明 ,轴模型是否按分布质量考虑、是否计入平动惯量、转动惯量、陀螺力矩和剪切变形 ,对临界转速有明显的差别 ;同时在等截面轴不分段情况下 ,传递矩阵的计算结果和精确解一致性很好 ,表明计算实际转轴临界转速时 ,只需按截面不同划分轴段 ,即所取的轴分段数量少 ,就可以达到很高的计算精度     

机身普通框连接结构疲劳分析方法

将某机型机身等直段试验件普通框连接结构疲劳总体有限元模型分析结果与局部细节有限元模型中对应区域分析结果相结合,获取一系列修正系数,提出一种快速精确获取机身等直段试验件所有普通框结构疲劳薄弱区域应力及钉载分布的方法.在此基础上,进行疲劳寿命分析,分析结果与试验结果吻合较好.该方法分析效率高,能较好满足多轮次尺寸优化设计要...     

飞行器级间段跨声速脉动压力特性试验

通过脉动压力风洞试验测量，对比分析了跨声速（马赫数介于0.75~1.2）不同锥角和锥长大小的级间段对锥柱外形飞行器局部脉动压力的影响规律。结果表明，肩部脉动压力主要由以低频为主导的激波振荡所致，能量集中在100 Hz左右的窄带区间，且表现为随着马赫数增加，脉动压力系数峰值先增大后减小，并随着肩部激波的后移而不断向后推移。此外，通过对比分析5种不同锥角模型（10°、12.7°、15.3°、20°、25°）的脉动压力系数最大值发现，随着锥角的增加，脉动压力表现出当锥角小于15°时先平缓增加，随着锥角增大脉动压力系数增加幅度进一步加大的趋势。对比分析不同锥长模型的结果发现，锥长对局部脉动压力的最大峰值几乎没有影响，影响的只是脉动压力在肩部作用区域的大小以及峰值出现的马赫数范围，且表现为锥柱级间段越长其作用范围越大，对应于峰值的马赫数区间越宽。     

中空长航时无人机两段翼型设计研究

中空长航时无人机存在高效巡航、短距起降以及抗变形等多性能要求,本文在原始飞机单段翼型的基础上,开展多约束条件下两段翼型设计方法研究和翼型设计。采用控制点加分段可控二次曲线方法构建两段翼型外形,并对生成外形的控制参数、缝道参数和转轴位置进行优化设计。分析结果表明:相比于常规直接切割法,本文采用的方法控制点和控制参数更多,对原始翼型适应性更好,生成的翼型压力分布更加合理;与原始翼型相比,新设计的两段翼型在续航因子、起飞升力和起飞升阻比方面得到大幅提升;同时襟翼大角度偏转还能起到阻力板作用,达到对巡航和起降多设计点综合设计要求。     

NSGA-Ⅱ算法的改进及其在多段翼型缝道参数优化中的应用

提出了NSGA-Ⅱ算法的一个改进方法,对加入新种群的父代种群个体进行精英筛选,从而增加了新种群中新个体的数目,以实现更好的全局寻优。选取一个有理论解的优化问题,对算法全局寻优能力的改进进行了验证。随后使用改进后的NSGA-Ⅱ算法作为核心算法搭建了集群并行优化平台,对多段翼型的缝道参数进行优化设计,获得了较为满意的结果。优化验证算例显示,该集群并行优化平台具有较高的效率和可行性。