摘要：为了弥补在动漫角色形象的设计中设计师与观赏者之间的认知差异,通过观赏者对动漫角色形象的感性意象认知进行了探索性的研究,提出基于感性意象的动漫角色形象设计评价方法,建立观赏者与设计师之间的感性意象认知匹配模型.通过问卷调查、焦点小组和语差法感性意象评价等实验方法得到观赏者数据,经因子分析法统计数据,提取了动漫角色形象的6个吸引力因子:总体感觉、能力特质、个性魅力、设计元素、所处情境和造型设计,建立观赏者感性意象与动漫角色形象之间的映射模型.以动画片《郑和下西洋》的主要角色为例,构建评价因子知识库和通用的计算机辅助动漫角色形象感性意象评价系统.基于此系统,设计师可以快速获取观赏者对动漫角色形象的评价,提高动漫作品的开发设计效能,验证了基于感性意象的动漫角色形象设计评价方法的有效性.

摘要：从不同角度对产品设计研究进行了分析,阐述了基于认知试验开展创新设计研究的目的和重要意义。通过创新设计创意产生模型的建立和描述,探讨了利用认知试验开展创新设计研究的可行性。针对创新设计的特点,提出了利用口语分析进行创新设计研究的方法。该方法利用出声思考获取创新设计中的设计信息,通过处理和分析这些信息,获得关于创新设计的规律,为建立创新设计理论、方法和工具奠定基础。最后,以具体的设计试验实例进行了演示。

摘要：在综合考虑固体火箭发动机设计、轨道设计和总体特性相互作用、相互影响的情况下,建立了捆绑助推器总体/动力/轨道一体化设计优化模型和系统分析模型,并应用遗传算法完成了某大型捆绑助推器6个设计参数的优选。结果表明:本文方法优化设计效果明显,优化所得助推器质量比原方案减轻了17.7%。

摘要：如何实现天地之间端到端的无阻通信是遥科学网络设计中的一项关键技术。该文提出了一种CCSDS标准和TCP/IP协议间的转换网关的设计方案,并采用灵活的多进程结构、预创建技术和分层次分模块的设计架构来提高网关的性能。最后给出了该网关的实现流程和性能测试结果。

摘要：为实现高精度的空间跟踪瞄准任务,基于宏微动作动器设计了具有振动控制能力的高稳定精密跟瞄机构.跟瞄机构采用6-SPS并联机构构型,可在较大的工作空间内实现高精度指向.结合宏微动作动器的特点设计了具有指向控制、振动抑制和振动隔离能力的跟瞄机构控制系统,振动隔离采用前馈控制,指向和振动抑制部分采用PID控制.利用ADAMS软件进行了频响分析及时域动力学仿真,结果显示跟瞄机构具有较高的指向精度和较好的振动控制能力,可实现扰动环境中的大范围高精度跟瞄功能.

摘要：为研究以气氢和气氧为推进剂的同轴双剪切喷嘴设计参数对推进剂燃烧位置的影响,利用正交表指导喷嘴设计,并对燃烧室流场进行数值模拟.结果表明:在单喷嘴流量相当于航天飞机主动发动机单喷嘴流量8倍的工况下,同轴双剪切喷嘴能实现高的燃烧效率;极差和方差分析显示氢/氧的速度比是对推进剂的燃烧位置影响最大的设计参数,而中心氢流量比例和氧喷嘴的壁厚对燃烧位置的影响不显著.通过构造基于正交多项式的响应面,获得同轴双剪切气-气喷嘴的优化组合参数.

摘要：针对单/多目标天基远程拦截问题,研究了天基发射技术和组合机动路径规划策略。首先分析了天基发射方式、发射窗口和发射姿态需求,选择了合理的发射方式。建立了考虑摄动的非线性多冲量最优拦截数学模型,并设计了串行优化求解策略。以时间最短拦截为例,分别设计了单/多目标天基拦截组合机动路径规划策略,建立了相应的非线性规划数学模型。仿真结果表明,所提出的发射方案和规划策略,在考虑多种约束和摄动的情况下,能够有效地用于天基发射远程拦截任务分析,实现组合机动最优飞行路径规划,并为远程拦截初制导提供有价值的参考。

摘要：固液火箭冲压发动机兼具固体火箭冲压发动机和液体燃料冲压发动机的优点,为了研究其性能,建立了理论分析模型,计算了设计点性能以及非设计点工作特性.结果表明,固液火箭冲压发动机的比冲高于固体火箭冲压发动机,当液固比为1时,比冲提高1.82倍,液固比越大,比冲越高;随余气系数的增加设计点比冲先增加而后减小;非设计点比冲随飞行马赫数的增加先增加而后减小,对应不同的飞行高度,有一个临界点使比冲最大,高度越低临界点马赫数越小;推力系数随飞行高度的增加而增加,低马赫数下的比冲随飞行高度的增加而减小,高马赫数下的比冲随高度的增加先增加而后减小.按等余气系数调节燃油流量会使发动机性能变化较大,要获得稳定的飞行性能应研究其他的加热规律.

摘要：在ＡＴＭ网络中，必须确定一种有效的虚通道（下称ＶＰＶｉｒｔｕａｌＰａｔｈ）控制策略以提高网络资源的利用率．多阶段ＶＰ控制方法被设计成对ＶＰ分三阶段进行调整，每一阶段实现特定的任务．分析表明，此方法具有很多优点．本文首先给出此问题的数学形式，然后提出一种神经网络方法加以解决．数值实验结果表明，本方法能够以极高的稳定性和有效性获得最优或近优解．

摘要：乘波构型是高超声速飞行器高升阻比气动布局设计的重要参考外形之一,设计中需要综合考虑升阻比、容积率和容积等要求。本文开展了锥导乘波构型的参数化建模设计,采用改进的多目标遗传优化算法,完成了以升阻比、容积率和容积为多目标的乘波构型优化设计;在KD-01高超声速炮风洞中完成了不同攻角缩比模型的气动力实验,并同CFD计算结果进行了比较分析。结果表明:优化设计外形具有良好的升阻比,且在一定攻角范围内升阻比较高,数值模拟和实验分析基本吻合。研究结果可为高超声速滑翔式飞行器的设计提供参考。