偶数重连续覆盖的Walker星座设计方法

针对期望覆盖重数为偶数重时连续覆盖Walker星座的构型设计问题,提出一种基于覆盖带理论的构型设计方法。首先分析同轨道卫星组成覆盖带时的构型设计特例,随后将结论推广,改进了传统Walker星座的构型表征形式并提出覆盖带构型参数。基于轨道参数的相平面映射,给出了异轨卫星组成覆盖带时特征宽度的计算方法。通过分析相平面上覆盖带的拼接情况,给出了轨道倾角的优化策略和偶数重覆盖任意纬度的Walker星座设计步骤。所提出方法能显著提高构型枚举效率,且能满足不同纬度范围的覆盖需求。仿真表明,该方法能减少约10%覆盖所需的卫星数量,并能通过调整构型参数进一步优化轨道面数量。     

航空发动机作战试验探索性研究

航空发动机作战试验（可分为作战效能和作战适用性）是在发动机研制和使用初期,在近似实战的环境下,对其进行考 核与评估的综合过程。为了提高航空发动机综合战技效能、优化发动机体系结构、确定编配运用原则和为训练保障要素提供参考 依据,初步构建包含2类103项试验内容的作战试验体系。采用综合评估分析法初步建立了效能评估模型,对发动机的综合效能 进行初步研究,结果将为航空发动机作战使用与保障提供方法指导。     

基于快速响应的导航星座重构构型设计

针对有卫星失效下的导航星座,提出发射快速响应卫星的方法来对星座的空间构型进行重构,以实现修复和改善星座性能的目的.对快速响应任务中快速响应卫星的发射方式和入轨方式进行分析,建立快速响应卫星响应时间的数学模型;建立基于快速响应的重构构型优化模型,对优化问题中的优化变量、约束条件、目标函数进行分析;以北斗中MEO卫星失效为例,利用NSGA Ⅱ算法对优化模型进行求解,并采用双层编码的方式对优化参数进行编码得到以星座性能和响应时间为目标函数下的Pareto前沿.从结果可以看出该重构方法能有效提升受损星座的性能,同时Pareto前沿中对应的所有重构策略中,响应时间均小于一天.     

径向两星库仑编队队形保持自适应控制研究

研究地球同步轨道处径向两星库仑编队队形保持的自适应控制问题.建立了双星库仑编队在地球同步轨道处径向两星库仑编队动力学模型.基于建立的非线性化动力学模型,同时考虑到外部扰动和动力学模型误差等因素,设计径向两星库仑编队在地球同步轨道处的构型保持自适应控制律,并利用Lyapnuov稳定性理论证明系统的闭环稳定性.最后进行数值仿真,并与传统PID控制进行了比较.仿真结果表明提出的自适应控制律响应速度快,稳定性好,编队构型能够收敛到期望值,控制性能明显优于PID控制.     

典型及衍生激波针构型的减阻降热流动特性

为探索激波针对超声速钝头飞行器进行减阻降热时的更优衍生构型,采用数值模拟方法对3种典型单扰流物构型、6种双扰流物构型、两类多扰流物构型和钝锥型激波针的流动特性进行了研究,认为加装激波针后的几何本质相当于“镂空式”的锥型钝头体。模拟结果显示：激波针头部扰流物相对直径较大时,减阻率随激波针相对长度的变化曲线没有明显的峰值点,而是存在一个变动幅度很小的峰值段,且相对直径在0.3～0.4左右时减阻效果最佳;典型激波针的最大减阻率约为50%,采用双扰流物构型时略有提升;中部增加多个扰流物时减阻率随扰流物数量增多而增大,最大减阻率超过60%,但气动加热问题较严重。相比而言,钝锥型激波针减阻降温的综合性能最好,最大减阻率可达60%左右,降温率约为7%。     

穿孔管式扩散器出口流速均匀性研究

为解决穿孔管式燃油扩散器内部压力分布严重不均匀,导致燃油扩散器出口流速不符合要求的问题对穿孔管式扩散器出口流速均匀性开展研究。以 Matlab 及 Fuent 软件为平台,通过 Sparlar-Allmaras 湍流模型来处理燃油在扩散器内的三维流动,建立穿孔管式扩散器内部燃油流动模型,并分析其内部压力分布及出口处的速度分布。多次选代计算后,发现网孔开设及内部构型设计可有效调节内部的流动方式和压力分布。其中网孔开设方面应考虑开孔总面积足够大:另外,对内部构型进行修型,在扩散器内部适当位置添加合适高度的孔板。详细给出了网孔的开设方法及扩散器内部需重点考虑的3个关键孔板的设计规律,对穿孔管式燃油扩散器的设计及优化提供了理论参考。     

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。     

星下点构型对目标定位精度的影响分析

基于TDOA/FDOA对地面辐射源目标的定位原理，建立了多星TDOA/FDOA联合定位模型和定位精度分析模型。针对三星和四星系统不同星下点构型，仿真分析了星下点构型对目标定位精度的影响。三星星下点构型包括星下点直线型、等腰锐角三角形、等边三角形、等腰直角三角形、等腰钝角三角形等5种情况。四星星下点构型包括直线型、三角形、凹四边形和凸四边形等4种情况。分析结果表明，增加卫星数量能够提高探测区域内目标的定位因子和定位精度；星下点非直线型的三星及四星构型，定位精度优于直线型构型，各卫星之间的基线长度尽可能长。     

基于相似构型决策的舰载机驾驶员建模与评估

舰船运动和舰尾流等复杂海况是影响舰载机着舰难易度和精确度的重要因素，建立驾驶员着舰控制行为模型并构建人机闭环系统是评估复杂海况对驾驶员操纵负荷影响的有效手段。此外，新一代舰载机存在多种构型配置，并且即便是同一飞机其每次开始着舰时也可能处于不同的质量和气动构型下，因此在驾驶员建模中有必要考虑飞机构型变化。针对舰载机着舰操纵负荷评估问题，基于飞行试验手段和频域计算方法，建立了纵向俯仰跟踪的Hess结构驾驶员模型。考虑飞机着舰构型的变化，基于CAP准则和控制扩展方法，构建了舰载机典型构型库，并应用驾驶员在环仿真试验建立了与各飞机构型匹配的驾驶员模型，形成驾驶员模型库。在此基础上，给出了相似构型决策准则和方法，提出了针对指定飞机构型的驾驶员行为模型预测方法。针对舰载机在复杂海况下的着舰任务开展仿真分析，结果表明，本文方法能够支撑研究不同舰载机构型的操纵负荷的影响。     

分体组合式双自由度对日定向系统构型及布局设计

为解决空间站在不同的构型及飞行姿态下，因太阳入射角变化大引起的太阳电池翼难以对日定向的难题，提出分体组合式双自由度对日定向系统构型。研究空间站构型及飞行姿态，确定采用A轴与B轴2个轴独立运转、单独控制的对日定向方式，2个轴通过桁架结构实现正交连接。在梦天实验舱单舱飞行时，A轴不动，B轴根据轨道周期跟踪太阳，通过飞行器姿态调整补偿太阳入射角的变化。组合体飞行时，B轴补偿太阳高度角，A轴根据轨道周期带动B轴与太阳电池翼共同跟踪太阳，实现双自由度对日定向。在轨飞行结果表明:在不同的舱段构型及飞行姿态下，功率通道输出功率波动幅度由60%减小到7%，分体组合式双自由度对日定向系统构型能够适应空间站复杂的飞行工况。