空间目标可拦截区与可遭遇区的确定

给出了天基拦截器对空间在轨目标的可遭遇区、可拦截区和实际可遭遇区的定义,基于冲量变轨理论,并以真近点角表示这三个区域,给出了确定这三个区域的数值搜索算法。对于非机动轨道目标,训练好的BP神经网络可根据拦截器/目标的相对位置,快速给出目标轨道上的可拦截区和实际可遭遇区。     

飞行控制系统的快速原型设计

飞行控制系统设计是一个涉及控制、机械、电子和计算机等多个分系统的复杂系统工程,需要进行多学科、多专业的协同设计,虚拟样机技术从建模和仿真分析等多个方面为协同设计提供了技术和方法上的支持,而快速原型设计是基于虚拟样机的,快速生成物理样机的一种技术,可以看作是我国现阶段虚拟样机技术应用的一个廉价快速的替代方案。介绍了快速原型设计的概念,针对飞行控制系统的快速原型设计,讨论了与其有关的设计仿真软件、关键技术和实施方法。     

拖曳系统中运载器航迹控制律研究

拖曳系统的飞行性能是评价拖曳系统可行性的一项基本内容,而要求解拖曳系统的飞行性能,则必须解决拖曳系统中运载器的航迹控制问题。在飞行器“准平衡”的假设下,研究了拖曳系统在铅垂面和水平面内飞行时运载器的航迹控制律,并进行了仿真计算。计算结果表明,所采用的控制律可以实现运载器跟随拖曳飞机的飞行航迹。     

助推-滑行式燃料最优真空飞行轨迹的设计方法

建立了飞行器助推-滑行式燃料最优真空飞行轨迹的最优控制模型,给出了一种更为简单、直观的内点约束条件和横截条件的推导方法,讨论了高效且更为稳定的数值计算方法,提出了两种应用模式,通过与连续推力式和脉冲式飞行方案的比较,说明这种设计方法在节省燃料方面具有优势.     

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。     

近耦合鸭式布局鸭翼展向吹气涡控技术数值模拟研究

采用鸭翼展向吹气间接涡控技术,对后掠角为50°的主翼和鸭翼气动布局进行数值模拟,给出不同吹气动量系数下的数值模拟结果,建立了鸭翼吹气动量系数与布局气动力系数之间的关系。并针对该布局模型,将风洞测力、测压以及水洞流动显示试验结果与数值模拟结果进行了详细的分析比较,结果表明,对鸭翼实施展向吹气技术,确实可以延迟和控制主翼涡破裂、增大升力的效果,在大迎角下把鸭翼作为涡发生器对主翼进行控制是可行的,计算结果与试验结果定性上是吻合的,是可以模拟这种复杂流场的。     

灯罩形状件成形工艺分析及模具的数字化设计

对灯罩形状件进行了成形工艺分析并对其模具实现了数字化设计。通过研究零件的冲压工艺,制定了零件的成形方案。对传统落料与弯曲成形模具进行了结构性修改以适应本零件的落料和压筋工序一次成型的特点。利用CATIA软件建立了模具的三维实体模型,对模具进行了数字化预装配,并用软件检查,排除模具内部干涉,从而提高了模具设计的效率和精度。     

各向同性热解炭材料中的缺陷分析和超声检测技术

利用偏光金相显微镜和超声探伤仪对高性能机械密封用块体各向同性热解炭材料中的缺陷进行表征和无损检测.偏光显微观察发现,各向同性热解炭材料中的主要缺陷主要包括三种:各向异性夹杂、裂纹和各向同性夹杂.超声实验研究表明,利用脉冲反射法超声波检测技术可有效检出各向同性热解炭制件中存在的上述缺陷.目前该技术已成功地用于各向同性热解...     

在非定常气动力作用下弹性飞行器的动稳定性及主动控制

首先导出了在非定常气动力作用下的弹性飞行器纵向运动方程。而后就简化的非定常气动力数学模型提出了分析气动弹性对飞行器稳定性影响的方法。并从有效抑制飞行器的弹性振动角度研究主动反馈控制、操纵面及陀螺位置合适选择的最优综合设计问题。