亚轨道飞行器再入轨道设计方法研究

由于亚轨道飞行器再入过程持续时间短等特点,使得用于航天飞机的标准轨道法不适用于亚轨道飞行器,因此研究了基于插值的返回轨道生成算法。在传统的三段关于能量线性的阻力剖面的基础上提出改进算法。该算法先根据返回轨道约束、平衡滑翔约束确定阻力剖面上界和下界,后引入三次曲线使其平滑。最后,一维搜索出合适的纵程参数,通过插值得到最终的标准轨道。     

长航时高燃油质量系数小型无人飞行器总体参数优化设计

针对长航时小型无人飞行器燃油消耗量大的特点,在指定航时并保证等高度等速度飞行的情况下,建立了活塞式螺旋桨发动机最小燃油消耗的数学模型;考虑几何外形及气动、结构、质量等之间的耦合关系,以飞行器初始质量最小为优化目标,基于多学科集成优化平台ModelCenter,利用遗传算法实现了飞行器总体参数的优化设计.算例结果表明,所建模型和采用的方法,对高燃油质量系数小型无人飞行器燃油计算及多学科设计优化有一定参考价值.     

再入飞行器的脉动响应分析

采用有限元方法和MSC／NASTRAN软件，建立了某型号再入飞行器的动力学分析模型。根据再入飞行器的脉动压力环境和随机振动分析理论，计算了某型号再入飞行器脉动响应加速度的均方根值和功率谱密度曲线，其数值计算结果与试验结果比较一致。     

轨道再入飞行器气动热力学环境研究

 高超声速飞行器气动热力学环境研究是直接涉及轨道飞行器飞行控制、热防护设计和热安全的关键问题之一。本文借助于多组分、考虑非平衡态气体的振动以及激波与热化学非平衡态效应的守恒积分型Navier-Stokes方程组,使用高分辨率总变差减小格式,计算研究了轨道再入飞行器再入地球大气层的10个飞行工况（飞行马赫数9.7～27.8）,分析了不同工况下轨道再入飞行器弓形脱体激波后流场气动热力学环境特性,得出气动力系数和沿壁面的热流密度分布,与国外相关飞行数据比较,两者吻合较好。     

临近空间飞行器再入轨迹优化设计

针对临近空间飞行器再入轨迹的优化设计问题,给出了临近空间飞行器再入轨迹运动学模型和再入轨迹优化模型。选取飞行器末端飞行速度实际值与理想值之差的平方最小为性能指标,控制变量为迎角和滚转角。过程约束为过载、动压、热流,终端约束为高度、轨道偏角、轨道倾角。应用罚函数法和约束算子法将有约束最优控制问题转化为无约束最优控制问题。应用庞特里亚金极小值原理及最优控制理论对性能指标进行处理,得到最优控制问题的正则方程、控制方程及横截条件。在C++环境下应用共轭梯度法对无约束优化问题进行数值解算。仿真结果表明应用共轭梯度法能够得到满足各种约束的再入轨迹。因此,共轭梯度法对于临近空间飞行器再入轨迹优化问题的求解是可行的。     

基于拟能量的高超声速飞行器再入轨迹优化

考虑高超声速飞行器再入过程总加热量最小,基于拟能量将单段轨迹优化转化为多段轨迹优化问题,采用非等间距控制变量参数化方法对每段轨迹分别优化.高超声速飞行器再入轨迹必须满足热流率、动压和过载3个约束.通过把控制变量参数化,同时引入时间尺度变换和不等式约束转化方法,将轨迹优化问题转化为含有约束的非线性规划问题.基于拟能量概念,将再入轨迹进行了分段优化,以4段为例进行了仿真,计算时间比单段情况下缩短了约50%.     

空天飞行器跨大气层再入建模及姿态控制

为满足空天飞行器ASV(aerospace vehicle)再入轨迹优化、姿态控制等问题的需要,研究了ASV再入跨大气层飞行时的数学模型。所建数学模型所涉及的气动力和力矩系数是迎角、马赫数及控制舵面偏角的函数;反作用控制系统RCS(reaction contrlsystem)推进器属于开关型的,控制量可近似为常值开关型的量。考虑ASV在空气稀薄、气动舵面低效或失效且推力系统关机不能提供推力矢量的情况,设计了ASV飞行姿态控制系统,并通过仿真验证了所设计的控制系统在一定条件下的合理性和有效性。     

直升机总体参数设计优化

分析了直升机总体参数设计优化的现状和发展方向，对直升机总体参数多目标设计优化进行了研究：建立直升机总体参数多目标设计优化数学模型，分析多目标优化求解方法，进行实际工程算例计算和分析，结果表明了多目标优化模型和求解方法的有效性。     

基于并行子系统的飞行器多学科稳健优化设计

研究了并行子系统稳健优化设计方法在飞行器设计中的应用。分别采用并行子系统稳健优化设计、系统分析和并行子系统分析3种不同方法进行了计算,得出的稳健结果表明并行子系统稳健优化设计方法优于其它2种方法。该方法主要有3大改进:一是在MDO环境中,增加了不确定性的分析;二是允许系统层使用离散变量;三是在系统协调过程中,采用人工神经网络的响应面提供定量的近似信息。     

基于新特征参数的再入滑翔飞行器机动模式智能辨识

再入滑翔飞行器的机动模式辨识问题是拦截方实现对其轨迹预测的关键。提出了一组与飞行器轨迹机动特点贴合的特征参数,根据构建的RGV 机动模式轨迹库,搭建了LSTM 深度学习神经网络,实现了对RGV机动模式的智能辨识。与传统模式辨识方法和其他典型特征参数的辨识网络进行对比,结果显示文中所提特征参数在LSTM 机动模式辨识网络训练中具有收敛速度快、辨识精度高和鲁棒性好的特点。     

基于改进正交试验设计的飞行轨道参数优化

采用微分进化算法改进了标准正交设计的均匀性.运用标准正交设计法和改进的正交设计法优化亚轨道飞行器再入段轨道参数.在相同的样本容量下,标准正交设计得到了估计误差满足要求的回归模型,而改进的正交设计得到的回归模型的估计误差有了进一步减小.采用复形调优法对两个回归模型进行寻优计算,两模型所得最优解均满足精度要求,而改进正交设计所得模型的优化效果更好.改进正交设计法进一步增强了抽样效率,是适用于轨道参数优化的重要方法.     

间接法求解具有最大横程的再入轨迹

针对运用间接法进行弹道优化时存在共轭变量初值高度敏感难以估计而无法获得全局最优解的缺点,引入混合遗传算法对弹道优化时的共轭变量初值进行搜索,并求解获得具有最大横程的再入轨迹. 求解时考虑了热流约束、过载约束和动压约束,约束的处理采用惩罚函数方法,通过对不可行解的惩罚转换为无约束问题. 数值仿真验证了该算法实用性.      

基于自抗扰的高超再入飞行器轨迹线性化控制技术

在高超再入飞行器运动模型的基础上,全面分析了全弹道3通道间的运动学耦合、惯性耦合、气动耦合和控制耦合.针对该强耦合系统的姿态跟踪问题,基于时标分离和奇异摄动原理,分别在姿态环慢回路和快回路设计了基于自抗扰的轨迹线性化控制器.结合控制器的设计过程,从前馈、反馈、干扰观测与补偿等角度全面分析了自抗扰轨迹线性化控制方法的通道解耦机理.仿真结果验证了解耦机理分析的正确性,表明自抗扰轨迹线性化方法具有很好的解耦效果,适合用于强耦合系统的控制器设计.      

车用涡轮增压器压气机叶轮几何参数优化设计和性能分析

针对车用涡轮增压器,研究了压气机叶轮几何参数的优化设计方法,分析了几何参数对压气机性能的影响,建立了压气机设计系统几何参数的优化策略.通过具体实例计算,对比了不同参数对叶轮性能的影响, 通过调整叶片的进出口角度、进口直径、出口宽度以及正确选择叶片出口叶尖间隙等措施进一步提高了压气机性能.所建立的叶轮几何参数优化选择方法,可用于车用涡轮增压器离心压气机的几何参数优化和性能预测.     

模糊优化在坝工结构设计中的应用

采用模糊优化方法探讨坝工结构设计问题，以重力坝为例，研究了该坝型结构设计中的模糊性因素及其隶属函数，提出了模糊优化设计数学模型，以某重力坝断面的模糊优化计算，说明模糊优化正常规优化具有更高的经济效益。     

磨削加工中磨削参数的模糊优化设计

将磨削加工中磨削参数的选择转化为优化设计问题．以最高生产率为目标函数，考虑了各约束边界的模糊性，建立了优化磨削参数的数学模型，运用模糊优化设计方法确定磨削加工中最佳的磨削参数。     

离合器基本参数和主要尺寸的优化设计

建立了离合器基本参数和主要尺寸的优化设计数学模型，采用约束变尺变法优化方法编制了优化设计软件．计算实例表明该软件具有较强的实用性．