摘要：控制力矩陀螺(control moment gyroscope, CMG)是飞行器在轨姿态控制的重要执行机构之一,通过内部高速旋转的飞轮储存角动量,利用伺服机构驱动框架旋转输出力矩。安装隔振器可有效减少由高速旋转飞轮产生的不平衡力对飞行器上高精度载荷的影响。建立伺服机构三环控制模型和一个单自由度隔振器模型,揭示了隔振器引起伺服系统速度环耦合失稳的现象。通过分析隔振器频率、阻尼比、惯量等关键设计参数对速度环稳定性的影响,对隔振器进行详细设计,试验结果全流程验证了考虑伺服机构控制稳定性的CMG隔振器设计流程和隔振效果,为同类型产品设计提供了工程经验。

摘要：针对火箭增压系统设计过程中关键换热参数难以确定的问题,提出1种基于混沌自适应粒子群算法(ACPSO)的增压系统换热参数辨识方法。建立了考虑换热模型的液体火箭增压系统非线性数学模型,通过灵敏度分析筛选出待识别参数,采用含有早熟抑制和惯性权重自适应调节策略的粒子群方法对选定参量进行辨识,对引入了权重衰减机制的方均根目标函数进行优化。结果表明:辨识后的仿真曲线与实测曲线具有良好的一致性,氧箱增压电磁阀打开时间仿真值与实测值偏差低于3%,气瓶1次飞行结束温度仿真值与实测值仅相差2.4 K。将辨识结果应用于某相似的新研型号,气瓶设计容积和质量相比绝热假设的设计方案降低了32 L和11.6 kg,有效减少了由设计过度冗余造成的额外试验和设计迭代成本。

摘要：针对火箭一子级着陆问题,提出一种基于二阶皮卡-切比雪夫-牛顿类算法的制导方法。基于动力学方程的自然二阶皮卡迭代格式及切比雪夫多项式,将连续时间动力学方程进行离散化处理;将考虑终端约束的着陆问题转化为关于终端约束函数的非线性最小二乘问题,并采用高斯-牛顿方法求解该问题;在此基础上,在高斯-牛顿法的迭代过程中引入投影方法,实现推力的不等式约束。基于上述算法设计闭环制导并完成着陆段数值仿真。仿真结果表明,该制导方法具有较好的终端精度及计算效率。

摘要：暴露平台作为搭载火工分离装置和载荷适配器等精密仪器的构件是航天飞行器中重要组成部分,暴露平台在火工冲击环境下会产生高频、瞬态和高量级特点的火工冲击响应。高量级的火工冲击易对星载设备中的敏感元器件造成损伤从而产生难以估量的损失,故有效地控制星箭暴露平台在火工环境下的高频冲击对航空航天领域具有巨大的意义。该研究运用蜂窝芯子式的柔性包袋阻尼技术对暴露平台进行降冲击研究,通过对柔性包袋阻尼系统模型进行离散元耗能仿真设计,分析粒子材质、粒径、填充率及包袋膜厚度对柔性包袋阻尼器降冲击性能的影响,获取柔性包袋阻尼器的最优特征参数。通过冲击试验得出安装不同参数柔性包袋阻尼器暴露平台的冲击响应谱并与仿真结果进行对比,验证了模型的正确性和柔性包袋阻尼技术的有效性。仿真和试验结果表明,柔性包袋阻尼器降冲击性能最佳的粒子材质为铁基合金,最优粒径为2.0 mm,最优填充率为95%,最优膜厚为0.2 mm。最优参数的柔性包袋阻尼器降冲击效果达到了58.13%,达到了梦天载荷仓暴露平台的降冲击要求。

摘要：本文采用计算流体力学(CFD)方法模拟火星大气参数和发动机喷流,研究火星大气对飞行器气动特性的影响,针对发动机喷流对火星大气环境下细长体飞行器的气动特性影响开展了研究。计算结果表明:相较地球大气,火星大气环境计算出的轴向力系数更大,压心系数在跨声速段波动更小。为了进行精细化的火星飞行器气动外形设计,需要进一步优化火星大气计算模型,更加真实地模拟火星大气环境带来的影响。火星大气环境下的发动机喷流也会显著改变上升飞行器的全箭气动特性,影响飞行器表面的压力分布和下游流场区域。火星飞行器受到喷流影响,轴向力系数在Ma=5前变小,在Ma=5后变大,法向力系数以及压心系数在跨声速段会突然减小。

摘要：针对如何实现大量运载火箭末子级变废为宝的问题,本文对基于运载火箭末子级的留轨应用平台进行了综述。分别介绍了系统组成和工作模式、国内外研究现状等,总结了大惯量末子级精准钝化技术、轻质化末子级留轨应用平台总体技术、多约束下留轨应用平台合理布局技术、标准化载荷设计与试验技术等4项关键技术,并对留轨应用平台的未来发展进行了叙述。建议提升末子级留轨应用平台的搭载机会,逐步推动其在现役运载火箭上的广泛应用进行展望,按照能定姿、能调姿、能轨控的思路逐步提升其能力,促进留轨应用平台的规模化应用。

摘要：数字孪生技术应用于航空航天领域是当前和未来的重要发展趋势,采取虚实结合方式模拟航空航天结构在不同工作状态下的行为和性能演化,可为结构的优化设计、高效率制造和低成本维护提供全方位的支持。综述了数字孪生在航空航天结构全生命周期管理中的应用现状,总结了航空航天结构数字孪生存在的问题、挑战和发展趋势。

摘要：针对无人机机载武器低成本精确打击的需求,提出利用机载光电吊舱获取制导信息、采用视线制导法进行制导律设计的方案。通过分析载机、导弹和目标的运动关系,建立了系统状态空间模型,基于反步法和滑模控制设计了改进视线制导律。对制导律中无法由载机获取的参数进行了讨论,采用跟踪微分器提取视线角并估计视线角速度信息。数值仿真结果表明,在视线角存在噪声且导弹矢径拉偏的情况下,改进视线制导律仍可保证对地面目标的精准打击。与传统视线制导律相比,载机的运动方向不受限制,可在发射导弹后远离目标以免受到威胁,符合现实需求。

摘要：梯度加筋板结构以其优异性能广泛应用于航空航天、汽车和交通等领域。针对梯度板的渐变结构导致均匀化及两尺度优化设计计算量过大及效率过低的问题,本文采用机器学习方法搭建以微结构变形参数为输入、等效刚度系数为输出的人工神经网络,实现等效刚度的高效预测。在优化过程中,本文引入表征单胞变形的单元设计变量,实现梯度板局部变形的显式控制,并引入映射函数节点设计变量,保证优化过程中单胞的局部变形与映射函数一致,方便两尺度优化结果解耦。数值算例验证了本文方法的有效性和正确性。

摘要：针对火工装置发射过程中对卫星平台产生的冲击,设计了一种基于铝蜂窝的新型空间发射缓冲结构,通过火药密爆试验和铝蜂窝准静态压溃试验分别建立了空间火工发射装置内弹道模型和铝蜂窝压溃模型,在此基础上建立了发射后坐动力学模型,并重点研究了火药药量和铝蜂窝内径对发射后坐特性的影响。研究结果表明:当火药药量增大0.3 g,后坐力平均值增大了1.95%,牵引体发射速度增大了5.10%,后坐位移增大了7.64%,后坐力持续时间减小10.3%。当铝蜂窝内径从148 mm分别减小1 mm和2 mm时,后坐力平均值增大了4.06%和9.08%,牵引体发射速度增大了0.22%和0.54%,后坐位移增大了3.38%和15.24%。同时以上参数的合理选择可以有效降低发射后坐力并保证牵引体的发射性能。