轨道轰炸飞行器过渡段轨道设计与制导

针对轨道轰炸飞行器(OBV)的过渡段轨道设计与制导技术进行了讨论.在初始点位置、再入点位置和再入角固定的前提下,根据冲量假设和二体理论设计了固定时间转移轨道,其实质在于制动点位置和制动速度的确定.为了消除设计偏差,提出了一种基于虚拟再入点补偿的有限推力制导方案,并简要分析了关机点参数的选取原则.对于耗尽关机的动力系统,通过运用能量管理技术实现了多余燃料的耗散.仿真结果验证了上述方法的有效性.     

卫星发射试验风险控制

文章回顾了为保证安全执行发射任务所进行的“风云3号”卫星发射试验风险控制工作:通过分解卫星发射试验流程中的主要事件并结合FMEA和FTA分析结果,辨识并确认了卫星在执行进场发射试验时可能导致任务失败的安全性关键项目,在此基础上从设计、生产、试验、工艺保证、质量控制等方面制定并落实了一系列安全性保障措施,从而确保卫星安全发射。     

亚轨道飞行器的固液火箭发动机的高维多目标设计优化

为完成应用在亚轨道飞行器上的固液火箭发动机系统设计优化,且考虑到系统设计优化问题的复杂性以及采用单目标优化难以获得全局最优解,建立了固液火箭发动机系统设计的4目标设计优化模型,采用非支配排序遗传算法获得超空间Pareto 解集。利用基于变偏好区间的超径向可视化技术对超空间Pareto解集进行直观地分析,提高最优解选择的效率。最终获得了全局最优的固液火箭发动机系统设计方案,验证了建立的优化模型的准确性和相比于单目标优化的优势,论证了固液火箭发动机应用在亚轨道飞行器上切实可行以及变偏好区间超径向可视化技术处理超空间Pareto解集的高效性。     

运载火箭组装与测试远程协同信息平台技术

为适应未来高频度发射任务需求,在借鉴国内外远程协同及信息应用技术基础上,以中国运载火箭组装、测试及发射任务为背景,通过对功能需求和技术难点分析,设计了运载火箭组装与测试远程协同应用系统,对关键技术进行了分析和论述,为运载火箭远程测试、协同决策发射提供有效技术解决途径。     

航空用燃气发生器和高温放气阀的设计原则及试验

分析了燃气发生器和高温放气阀的作用及必要性,阐述了两者的设计思路,提出了有关的设计原则,并根据该原则设计研制出了满足技术指标的燃气发生器和高温放气阀.对两者进行一系列试验,验证了设计原则的正确性.结果表明:燃气发生器在最小空气流量为0.025kg/s,最高燃气工作温度为950℃,燃气温度波动范围为±10℃,实现稳定工作;高温放气阀在1200℃时能实现不漏气、灵活可靠的工作.上述技术指标均高于我国目前地面上使用的、车用的同类试验设备.利用该两项试验设备,可准确、完整地得到涡轮增压器特性,为实现航空活塞发动机的优良高空性能提供了依据.      

可重复使用运载器再入数学建模

针对可重复使用运载器(RLV)方案论证和初步设计阶段对模型的需求,提出了一种RLV再入概念设计,进行了数学建模研究。RLV采用翼身组合体的气动布局,包括左右升降副翼、方向舵和机体襟翼。对其无动力再入返回姿态控制,建立了反作用控制系统/气动舵复合控制数学模型。再入过程要经历自由分子流区、稀薄大气过渡流区和连续流区,基于气动力的工程计算方法建立了这三个流区的RLV气动模型。控制特性分析与六自由度再入仿真表明,所设计的RLV控制模型具有与航天飞机轨道器一致的再入飞行特性,证明了数学建模的有效性,能够进一步用于RLV姿态控制的研究。     

基于模糊神经网络的纯电动车永磁同步电机矢量控制

纯电动车控制系统对电机控制性能要求较高。提供了一种基于模糊神经网络的永磁同步电机矢量控制方案。以模糊神经网络控制器作为电流调节器,并在速度环引入模糊控制器,将其输出作为电流环的限幅,达到限速的目的。仿真和试验结果表明:对于电动车运行的复杂情况,该方法具有良好的转矩跟踪和电机限速性能。     

某典型飞行器模型俯仰/滚转两自由度耦合动态气动特性

先进飞行器在大迎角高机动飞行过程中,气动力复杂演化与运动姿态剧烈变化的相互作用,容易诱发俯仰拉起的滚转或侧偏等耦合运动,呈现出十分强烈的多自由度动态气动力特性。为此,选取某典型四代机修型设计模型,利用FL-26风洞专用的俯仰/滚转两自由度动态试验装置,开展了单自由度和俯仰/滚转两自由度耦合运动的动态气动力特性研究。结果表明,研究模型在迎角30°左右会出现滚转单自由度的侧偏和小振幅摇滚运动现象;俯仰单自由度振动条件下,模型法向力和俯仰力矩会出现明显的气动迟滞特性;在强迫俯仰/自由滚转（或强迫滚转）两自由度耦合运动情况下,模型的侧偏运动幅值得到了一定的抑制,但纵横向气动力都出现了迟滞现象,甚至是多个气动迟滞环结构,容易引发耦合失稳发散。     

固体运载器发动机内弹道设计方法

为研究对固体运载器总体性能提升有利的发动机内弹道设计方法,建立了发动机内弹道计算模型,并选取两个燃面设计参数表征内弹道曲线构型。针对某三级固体运载器进行了仿真分析,分别以发动机冲质比最大及运载器射程最大为目标对发动机的内弹道曲线构型进行优化设计,并对这两种设计方法进行对比研究。研究结果表明,发动机性能最优并不一定会实现运载器总体性能最优,以运载器射程最大为目标,对发动机内弹道曲线构型进行优化设计,可显著提高运载器总体性能。研究成果可应用于固体运载器总体方案初步论证阶段,提升固体运载器的性能水平及方案论证效率,使固体运载器总体设计方案更具时效性和竞争性。