基于遗传算法的电磁信号采集卫星多星规划方法

电磁信号采集卫星是一种对地观测卫星,其搜集的信息对工业、科研、军事等领域有着重要意义.对地观测卫星多星规划问题是一个复杂的组合优化问题,论文针对电磁信号采集卫星特点,考虑其主要约束条件,建立了多星联合规划数学模型.提出了基于遗传算法的信号采集卫星多星规划算法,比较了单点交叉算子与多点交叉算子的计算结果.提出了基于解修正和罚函数的约束处理方法,并比较了两种约束处理方法的处理结果.根据模拟的数据进行实验及分析,表明该方法能有效解决电磁信号采集卫星多星规划问题.     

基于落角约束的超声速导弹制导方案研究

针对超声速导弹具有落角约束条件下的制导问题,提出了一种新的设计方案.首先,在中制导俯冲过程中,采用攻击预先设定的虚拟目标方案,达到期望的中制导末端性能指标;然后,开始末制导俯冲段,雷达开机实时攻击实际目标,使导弹在需用过载和导引头框架角约束条件下,以期望落角命中目标.仿真结果表明,该制导律具有期望的性能要求,易于工程实现.     

基于能量法的超声速飞航导弹/冲压发动机一体化研究

参考飞机/发动机一体化设计的思路,建立了基于能量法的超声速飞航导弹/冲压发动机一体化设计的约束分析和任务分析模型.简述了超声速飞航导弹任务剖面、约束条件的给定、导弹的质量组成以及冲压发动机安装模型.利用高超声速飞行器的升阻特性,对超声速飞航导弹的升阻特性进行了预测.分析了冲压发动机性能、导弹升阻比对导弹发射总重的影响.约束分析和任务分析的计算结果表明,所建立的一体化约束分析与任务分析模型是合理可行的.     

发动机点火过程中压强振荡对人工脱粘的冲击分析

针对固体火箭发动机点火过程,采用流固耦合的方法数值模拟了点火过程中发动机内流场以及药柱人工脱粘附近应力应变的变化情况.计算表明,点火初期发动机内部出现激波,并在药柱通道内振荡传播,随时间减弱为压强振荡.压强波动时人工脱粘缝隙的冲击会影响脱粘缝内流场的分布和应力应变,人工脱粘层尖端应力变化与升压梯度变化存在对应关系.激波对人工脱粘缝隙的冲击会引起装药明显变形,但是不会使缝隙增大.     

亚燃燃烧室稳态工作过程数值研究

采用Fluent流场计算软件,对液体亚燃冲压发动机燃烧室的稳态工作过程,包括点火前的冷流场与点火后的两相反应流场进行数值模拟研究。首先,通过二维计算,对比研究两种不同阻塞比燃烧室方案的冷流损失特性与回流区特性,进行方案初选。随后,对选型后方案进行两相反应流场计算,研究燃烧室热态工作过程的温度场、燃油分布与燃烧效率的一般规律,比较并选择适合的燃油供应方案;最后,对燃烧室进行三维详细结构的建模并计算。计算结果很好地揭示了燃烧室内的流动和燃烧过程,与试验数据吻合较好。     

液体火箭发动机热试车启动中导流锥对燃气管路流动特性影响研究

双推力室液体火箭发动机启动过程中,若出现两支管流量分配不均等现象,极易引起点火失败,造成重大损失。因此,燃气管路分叉处内部流动特性和在分叉处布置导流锥对改善流动特性影响的研究具有重要意义。本文针对某双推力室液体火箭发动机热试车启动过程中的燃气管路,以试验数据作为边界条件,开展了瞬态流动数值仿真研究。结果表明,火箭发动机热试车启动过程中,燃气管路流动呈现出4个典型阶段,分别为点火前的平稳期、点火后的一次上升期、下降期和二次上升期。在启动过程中,无导流锥时,导流罩进口存在预旋回流区、一侧出口存在滞止回流区,导流罩与燃气支管衔接处内侧存在转弯回流区,三者相互作用是造成两支管间压力分布不对称及出口质量流量分配不平衡的主要原因;有导流锥时,预旋回流区被导流锥约束而缩小,滞止回流区消失。有导流锥与无导流锥时相比,在启动过程中约0.2 s与0.6 s时刻,两支管对称测点压差均值分别降低约80.0%与80.0%,两支管出口质量流量差值分别降低约55.0%与80.8%。导流锥有效改善了流动特性,使得两支管压力分布的对称性提高,流量分配平衡性增强。导流锥对双推力室液体火箭发动机稳定性提高有重要作用。     

基于离散伴随的流场反演在湍流模拟中的应用

精确模拟湍流流动是学术界和工业界均普遍关注的问题。采用数据驱动湍流建模的思路,建立了基于离散伴随方法的流场反演框架。通过为SA模型涡黏性输运方程的生成项乘以非均匀分布的系数,并利用有限的观测数据对该系数进行推断,实现对SA模型的修正。为了提高带有物理约束的离散伴随优化的效率,发展了约束增广的伴随方法,其高效性在本文得到了验证。选取了结冰翼型和周期山2个分离算例进行分析,所得结果在2个算例中均能以很高的精度拟合观测数据,并能借助湍流模型的修正将有限的观测信息泛化到整个流场。分析表明,流场反演所推断出的修正区域具有较为明确的物理意义,能够指导湍流模型的进一步改进。     

基于自动核构造高斯过程的导弹气动性能预测

在导弹的初期设计阶段,通常需要对导弹的气动性能进行快速粗略评估。针对传统工程估算软件计算精度低和CFD方法计算代价大的缺陷,提出一种基于高斯过程回归（GPR）代理模型快速预测典型导弹气动性能的方案。以导弹外形参数和攻角作为模型输入,升力系数、阻力系数和力矩系数作为模型输出,对GPR模型的气动性能预测结果进行分析。首先,与其他常用代理模型的预测精度对比,GPR模型对3种系数的预测误差分别仅为0.24%、0.36%和0.36%,高于其他代理模型的预测精度。其次,考虑GPR模型核函数选择严重依赖人工先验知识的问题,采用了一种自动核构造算法,无需先验知识即可从数据中自动学习核函数。将该算法嵌入GPR框架中,与传统GPR模型比较,实验结果表明：基于该算法的GPR模型对3种系数的预测误差分别降低到0.10%、0.22%和0.17%。最后,给出导弹气动性能快速预测的应用实例,结果表明所提出的GPR模型的导弹气动性能预测方案是有效的,能够满足设计初期快速且精确的气动性能预测需求。     

基于约束预测控制的火星大气进入轨迹跟踪

针对火星着陆任务大气进入段的轨迹跟踪控制问题,给出了一种基于约束预测控制的跟踪策略。综合考虑大气进入段动力学模型的非线性、状态初值的不确定性、控制量限幅约束以及参数摄动,设计了基于线性化阶跃响应预测模型、反馈校正和含约束滚动优化的约束预测控制器,并通过数学仿真对该方法进行了数值验证,结果表明:约束预测控制较PID对参考指令跟踪精度更高,开伞点误差圆半径远小于PID方法;能得到控制量限幅约束条件下平稳的控制曲线。