摘要：针对飞行器地面性能验证存在的主要技术问题,将气浮试验技术应用于飞行器试验验证领域,设计并实现了基于气浮平台的飞行器性能验证系统,并提出了空间缩比理论,解决了气浮空间与真实空间的映射关系问题,为在地面开展飞行器性能验证提供了一种技术途径。该系统已应用在某飞行器仿真任务中,表明了其有效性和可用性。

摘要：针对当前飞行器设计领域对总体设计过程中不确定性因素的精细化管理需求,对不确定性多学科设计优化(Uncertainty-based Multidisciplinary Design Optimization,UMDO)的研究现状和应用模式进行了综述和展望。首先综述UMDO的国内外发展现状,讨论开展UMDO研究和应用的必要性和紧迫性;从不确定性源建模、不确定性灵敏度分析、多学科不确定性分析、鲁棒性多学科优化设计4个方面梳理UMDO技术的发展体系,分析UMDO工程应用的研究现状,围绕飞行器总体设计过程提出适应各阶段设计需求的现代飞行器UMDO应用模式;最后,针对飞行器总体精细化设计能力的提升需求,分析了目前UMDO在工程应用过程中存在的问题,并探讨了UMDO的未来发展设想。

摘要：针对组合导航系统中粒子滤波算法出现的粒子退化现象,在粒子滤波应用过程中引入概率核函数,通过概率核函数在粒子滤波计算过程中的应用来解决粒子衰减退化问题,同时保持粒子集合的多样性。首先对重要性采样函数进行改进设计,利用状态估计概率和量测估计概率提高重要性采样函数的信息采样全面性;然后设计随机概率统计的核函数并将其应用在重采样计算过程中;最后建立改进的粒子滤波算法并将其应用到组合导航系统工作过程中。仿真结果表明,基于概率核函数的改进粒子滤波算法可以有效地降低系统误差,提高组合导航系统导航精度。

摘要：采用单框架控制力矩陀螺(SGCMG)作为主要执行机构,研究了挠性卫星的敏捷机动问题.首先,为挠性卫星建立带有时变参数及模型不确定性的刚柔耦合动力学模型;配置控制力矩陀螺/飞轮混合执行机构以满足敏捷卫星快速机动和高精度的任务需求.然后,设计积分型变结构控制律,并利用神经网络补偿器逼近不确定项,消除卫星挠性耦合特性和模型不确定性对系统的影响.最后,对算法进行了仿真验证.结果表明所设计的控制系统能够在执行机构不产生奇异的前提下,有效地抑制挠性附件的振动,使卫星在外界干扰及模型不确定性的影响下,快速达到要求的指向精度和稳定度.

摘要：采用内置高温热管进行热防护是一种新型高效热防护技术。该文首先给出了内置高温热管热防护结构的工作原理,建立了其结构模型温度场的计算方法,并对典型工况下的结构模型进行了温度场分析,进而研究了弦向热管失效对结构温度场的影响,同时对影响温度场和热防护效果的主要结构参数进行了计算分析。研究结果表明:采用稳态分析方法对结构进行设计计算和安全性评估是偏于安全的;机翼展向的热管不仅能极大地提高热防护的效果而且可以提高结构的可靠性;另外影响热防护效果最关键的参数是驻点与高温热管之间的最小距离。

摘要：为解决分布交互仿真中存在的运行效率问题,设计并实现了一种基于桌面网格技术的分布交互仿真平台。将桌面网格技术与分布交互仿真技术结合起来,研究了桌面网格在分布交互仿真中的作用,设计了桌面仿真网格架构。提出了仿真网格的管理和运行流程,根据模糊数学原理建立了一种基于多因素对节点负载进行综合评价的负载均衡算法。该平台解决了分布交互仿真的资源管理和模型负载均衡问题,通过某飞行器仿真应用验证了其可行性和有效性。

摘要：以可重复使用飞行器(RLV)的姿态控制系统为研究对象,提出一种基于归一化方法的新型复合控制系统设计方法。对RLV三自由度姿态动力学模型中的气动控制量和反作用控制系统(RCS)控制量分别进行归一化处理,建立RLV复合控制的归一化模型。在此基础上,通过对归一化模型的输入矩阵中同种执行机构控制阈值的设计,获得两种异类执行机构复合控制的切换条件,并进一步修正了归一化复合控制模型。基于积分型终端滑模控制方法,设计了可重复使用飞行器的复合控制系统,并采用广义逆的方法,直接将控制分配融合到控制律的设计中来,实现控制律和控制分配的一体化设计,不需要优化算法,减少了控制系统的计算量。最后,对可重复使用飞行器姿态控制系统进行数学仿真,不仅校验了采用归一化方法设计的复合控制系统的有效性,而且与采用线性规划优化控制方法具有相同的姿态控制效果。

摘要：虚拟样机技术是一种基于集成化产品和过程开发策略的新型的产品设计、开发和评估手段。以导弹武器系统设计为背景,探讨了导弹数字化设计的概念,在此基础上,重点分析了基于虚拟样机的导弹数字化协同设计技术的主要研究内容和所涉及的若干关键技术,最后对虚拟样机技术的发展前景进行了展望。

摘要：针对空地导弹具有终端角度约束条件的制导律设计问题,提出了一种在有限时间内稳定的新型二阶滑模制导律。首先,在弹目相对运动学模型基础上,将终端弹道倾角约束转化为终端视线(LOS)角度约束,作为制导系统的终端控制目标。其次,通过选取一种新型二阶滑模面,结合螺旋控制算法的思想,设计了一种二阶滑模变结构制导律,来抑制系统中的不确定性因素,从而满足零化视线角速率和制导系统的终端角度约束条件的要求。采用一种新的Lyapunov函数,基于Lyapunov稳定性理论,严格证明了制导系统在有限时间内的稳定性。最后,对空地导弹制导系统进行数字仿真,通过和一阶传统滑模制导律以及基于超螺旋算法的二阶滑模制导律进行对比分析,验证了所设计的制导律在保证制导精度的同时,更能在有限时间内提高终端约束角度的精度,并且避免了超螺旋算法中参数选取较多的问题。

摘要：针对航天飞机热防护系统组件之间的缝隙气动加热问题,建立二维缝隙局部网格模型,利用CFD方法研究了二维定常可压缝隙内高超声速气动热环境规律,主要分析了来流攻角、来流马赫数、缝隙宽度、倒角和台阶等因素对流场和气动热环境的影响规律。结果表明上述因素均会对缝隙局部热环境产生影响,在防热设计中应该综合考虑。通过本文的研究工作,给出了一种工程设计中可用的缝隙热环境设计方法。