固体火箭待机状态仪器舱热平衡模拟试验方法研究

长时间热待机状态下火箭仪器舱内温度将达到平衡,由于仪器舱内设备对工作环境温度要求严苛,需对舱内热环境进行准确预示。对仪器舱内典型设备温度平衡时间进行估算,提出一种试验模拟方法;通过试验获得可靠而准确的试验结果,确定了平衡温度偏差带,解决了工程设计裕度问题,为同类工程问题的解决提供了一种方法和技术途径。     

可调节固定式减振限位器结构研究与应用

飞行器在垂直热发射同心筒内贮存、运输过程中,减振限位器起到固定、支承、平衡飞行器及发射导向的作用。减振限位器必须具有较好的减振性能、力学强度和良好的成型工艺性。由于舰载同心筒发射要求发射过程中不能有抛出物,因此采用固定式减振限位器,即减振限位器固定在发射筒内壁面不随飞行器运动实现分离。同时提出可调节设计思路,通过改变自身尺寸来适应发射筒尺寸,降低发射筒加工精度及成本。可调节固定式止动减振器主要从结构方案、材料性能、动力学分析及试验等多方面开展设计。该结构可适用于不同尺寸的发射筒内壁,实现飞行器在发射筒内的导向、支撑固定、减振及发射分离等多种功能外,实现了发射过程中抛撒物的有效控制,降低了发射筒生产成本,其技术成果可直接应用于舰载、陆基等多种筒式发射系统中,具有广泛应用价值。     

最小动压约束下的全程轨迹优化设计方法

针对在包括最小动压约束在内的多约束飞行条件下的机动飞行器轨迹优化问题,建立了利用hp自适应伪谱法的飞行器轨迹优化问题求解方法。仿真分析了在无动力飞行时,最小动压约束对各状态变量的影响以及在最小动压约束下,不同分离点参数对飞行轨迹产生的影响。为提高飞行器性能指标,提出一种利用伪谱法的主动段和无动力段全程轨迹联合优化设计方法。仿真结果表明,相较于分段优化,该方法能够提高飞行器最大射程。     

多层热防护结构烧蚀传热模型研究

多层热防护结构由防热层与隔热层等多层热防护材料组成,在气动热作用下存在复杂的烧蚀与传热过程。为准确预示多层热防护结构温度响应特性,建立了气动热环境下防热材料烧蚀模型,提出了烧蚀导致的变厚度多层结构传热数值计算方法,研究了气动热环境下多层热防护结构温度分布随时间变化规律,分析了多层热防护结构厚度分布对防热效果的影响。研究表明,提出的模型能准确预示多层热防护结构烧蚀与传热过程,热量传导至承力结构后,隔热层内温度梯度大于防热层内温度梯度,在满足隔热层温度、烧蚀裕度以及工艺要求前提下,增大隔热层厚度能提高热防护性能。     

带倾侧角约束STT形式及BTT形式的机动飞行器速度控制方法

随着飞行任务的变化,对机动飞行器进行速度控制时的运动姿态提出了新的要求。为了提高速度控制精度以及拓展该方法在多种控制方式中的应用范围,首先,利用高斯伪谱法（Gauss Pseudospectral Method,GPM）生成理想速度曲线,为飞行器作速度控制提供可靠的速度参考曲线;然后,提出了带倾侧角约束的侧滑转弯（Skid To Turn,STT）形式以及倾斜转弯（Bank To Turn,BTT）形式的速度控制设计方法。仿真分析表明,本文提出的方法,能够实现对再入飞行器落速的精确控制,同时实现带倾侧角约束STT形式及BTT形式的机动飞行器速度控制。     

高速飞行器组合式热防护系统研究进展

针对高速飞行器长航时、高马赫数飞行过程中传统热防护系统设计与极端力、热环境不适配的问题，提出了一种组合式热防护系统概念，从防/隔热性能、承载性能等多方面介绍了组合式热防护系统的研究进展；着重阐述了填充-组合式热防护系统的性能特点及研究现状。通过对组合式热防护系统的特点进行对比发现：填充-组合式的结构效率更高，但加工工艺更为复杂；组合式热结构的隔热能力受限于隔热材料的厚度；辅助耐高温新型材料或高温热管使组合式热防护系统更加高效化，是解决结构轻量化设计的关键。对高速飞行器轻质结构热防护系统的发展方向进行了展望。     

微型飞行器的飞行试验

微型飞行器(MAV)是无人飞行器发展的一个新方向,其飞行控制问题是MAV研究中的关键技术问题。微型飞行器特殊的气动特性使得对其进行精确建模,并根据模型设计飞行控制律存在较大的困难,而通过飞行试验,在实践中总结微型飞行器的特性,设计、改进和完善飞行控制律是最为直接和有效的方法。针对某型固定翼MAV,本文对在飞行试验中设计和改进飞行控制系统的研制过程作出了经验性总结,指出了飞行试验中应注意的问题,给出了某型微型飞行器的飞行试验结果。     

HTV-2飞行器热防护技术分析

HTV-2是美国国防高级研究计划局(DAR-PA)和美国空军合作研制的高超声速飞行器。回顾了HTV-2飞行器热防护技术研究历程,概述了HTV-2两次热防护飞行试验情况,并对HTV-2热防护技术进行了简要分析,最后讨论了高超声速飞行器热防护研制所面临的问题与挑战。     

基于小样本试验数据再入偏差折合及评估方法研究

为了评估目标射程状态下再入偏差精度指标分配,提出一种基于小样本试验数据再入偏差折合及评估方法。首先分析再入段干扰因素对飞行器再入运动特性及落点偏差影响机理,建立考虑各种再入偏差因素影响动力学和运动学计算数学模型,计算干扰条件下目标射程和试验射程再入偏差,求出试验射程至目标射程再入误差折合系数,分离试验条件下再入偏差,并折合至目标射程状态。将该方法应用于飞行器试验数据分析,得到了小子样试验数据条件再入偏差评估结果。方法及研究结果对再入误差分析计算和落点偏差精度指标评定具有重要应用价值。     

典型导弹天线雷电环境易损性试验及分析

为了使导弹在雷电环境条件下能够安全发射和飞行，对典型导弹天线在雷电电磁脉冲环境下开展易损性试验及分析，改进了飞行器典型天线设备雷电防护性能，突破了典型导弹天线的雷电电磁脉冲加固设计技术。     

飞行器气动加热烧蚀工程计算

高超声速飞行器设计时,为了对防热层气动热烧蚀情况及温度场进行快速预估,提出了集成气动热、材料烧蚀、瞬态温度场的耦合计算方法。通过算例对计算方法和程序进行了验证,表明该方法具有较高的效率和精度。在给定弹道条件下,实现了气动热、热防护材料烧蚀性能和弹体温度场耦合计算。通过该方法可以在高速飞行器设计阶段,快速计算出指定飞行工况下的防热材料烧蚀情况及温度场分布,为飞行器热防护层设计提供依据。     

航空炮弹舰载环境适应性测试与设计

为解决航空炮弹长期处于复杂多变的航母环境下而导致使用性能下降的问题,通过分析航空炮弹在航母 和舰载机上的使用环境,对航空炮弹进行各项环境适应性测试试验,根据环境适应性要求分别从表面防护和包装上 对航空炮弹提出舰载环境适应性设计。结果表明,该设计能有效提高航空炮弹在舰载环境下的适应能力和作战效能。     

基于安全包络的分离系统设计

对飞行器分离过程中上面级和下面级的安全距离问题进行了研究,提出了基于安全包络的分离系统安全距离设计方法,并通过分离计算数值仿真对该方法的正确性进行了验证。基于安全包络的分离系统设计技术优化了分离系统设计方案,提升了分离系统设计水平,在飞行试验中取得了良好的应用效果。     

基于自适应神经网络Backstepping空中加油编队飞行控制

为解决无人机自主空中加油过程加油机和受油机编队飞行控制的问题,提出了对受油机采用导引回路和 姿态回路分离控制策略,采用L1 导引算法设计一种基于自适应神经网络Backstepping 飞行控制器。将改进的L1 导 引算法应用于受油机的横向和纵向的导引,使用自适应神经网络补偿受油机受到的外界的干扰和系统模型误差,神 经网络权值矩阵通过自适应律在线更新,并结合Backstepping 控制方法设计受油机的控制律。仿真结果表明：在受 油机与加油机编队飞行过程中,该设计方法能有效提高受油机的跟踪精度和抗干扰能力,解决空中加油编队飞行控 制问题。     

基于自适应神经网络Backstepping 空中加油编队飞行控制

为解决无人机自主空中加油过程加油机和受油机编队飞行控制的问题,提出了对受油机采用导引回路和 姿态回路分离控制策略,采用L1 导引算法设计一种基于自适应神经网络Backstepping 飞行控制器。将改进的L1 导 引算法应用于受油机的横向和纵向的导引,使用自适应神经网络补偿受油机受到的外界的干扰和系统模型误差,神 经网络权值矩阵通过自适应律在线更新,并结合Backstepping 控制方法设计受油机的控制律。仿真结果表明：在受 油机与加油机编队飞行过程中,该设计方法能有效提高受油机的跟踪精度和抗干扰能力,解决空中加油编队飞行控 制问题。     

基于蒙特卡洛法的卫星分离姿态计算方法

为了计算以弹簧作为分离动力源的卫星在星箭分离时刻的分离姿态,建立了六自由度动力学方程,并采用龙格库塔法求解了该方程,算例结果表明:通过该方法计算得到的分离角速度与ADAMS仿真计算结果相比,最大偏差小于0.77%。基于以上研究,针对卫星、弹簧装置多个设计偏差对卫星分离姿态的影响,提出基于蒙特卡洛法的卫星分离姿态分析方法。飞行试验结果表明,由该方法得到的分离角速度与常规保守算法相比,计算精度提高35%左右,解决了工程中由于采用将各个偏差取最大值进行保守计算而导致计算结果偏差较大的问题,可为卫星设计、弹簧装置设计提供参考。     

基于改进GA 的多机舰面转运规划

针对复杂环境下的多舰载机舰面同时转运避碰规划问题,提出基于遗传算法的路径规划方法。分析多机 同时转运问题,设计目标函数和约束条件;建立舰载机碰撞检测计算公式、基于交通规则的等停策略和重规划策略、 非均匀有理B 样条(non-uniform ration B-spline,NURBS)平滑策略;通过遗传算法对不同数量舰载机同时转运场景 进行仿真。仿真试验结果表明：该方法在复杂环境下能有效规划出转运路径,可靠性好、适航性强,能为多机舰面 同时转运提供科学有效的决策方法。     

金属材料激光增材制造气氛保护系统

为满足高性能金属材料激光增材制造对稳定气氛环境的需求,对大型送粉式激光增材制造设备中的大容 器气氛保护环境系统进行设计与研究。结合传统的惰性气体环境形成特点,设计金属材料激光增材制造气氛保护环 境系统,用ANSYS 软件对系统的核心部件进行了稳定性、可靠性模拟计算分析,同时优化了惰性气体环境形成的 工艺过程,并进行实验测试验证。验证结果表明：该系统大幅提高了气氛保护环境的形成效率,降低了使用成本, 突破了大容积气氛保护环境快速形成与保持技术,可为后续的高性能金属构件成形工艺研究提供快速、稳定的惰性 气体环境。     

碳酚醛材料烧蚀特性分析与工程计算

为构建球双锥飞行器使用碳酚醛烧蚀防热材料的热环境与烧蚀特性的数学物理模型,建立相关计算软件,研究飞行器在高超声速流场中的热环境及烧蚀特性,应用几何流线法建立了有攻角情况下球双锥体表面热流密度计算方法;基于碳酚醛防热材料的烧蚀机理,建立了对应的烧蚀模型,构造了壁面烧蚀的工程计算方法.     

基于TPS 复合结构毁伤的等效仿真方法

基于破片存速对某高空高速飞行器热防护结构的影响,提出一种用单一材料结构替代热防护系统(thermal protection system,TPS)复合结构毁伤的等效仿真方法.15 mmTPS热防护复合结构板经计算可等效为4.3 mm铝合金板,经试验验证误差仅为5.6％,吻合度较高,破片穿透板后,TPS复合材料层形成的破孔周围有明显扩孔现象.将试验与仿真结果对比发现:靶板正面与背面破孔直径误差分别为2.9％和2％,铝合金和TPS复合结构极限速度误差分别为2.3％和1.4％.结果表明,该方法对热防护复合结构的设计及优化具有一定参考价值.