摘要：基于一种求解最优控制问题的新方法—Gauss伪谱法(Gauss Pseudospectral Method-GPM),研究了高超声速飞行器滑翔式再入的快速轨迹优化问题。针对远程多约束条件下滑翔式再入轨迹优化问题的难点,提出了基于GPM的串行分段优化策略,包括三个方面:(1)构造了设计变量初值生成器,获得近似最优解作为优化初值;(2)提出从可行解到最优解的串行优化策略;(3)引入平衡滑翔条件构造动态分段点,将再入轨迹分为初始下降段和滑翔段分别求解。以某高超声速再入飞行器为对象进行轨迹优化计算,仿真结果验证了本文的轨迹优化方法具有较高的精度和计算效率。

摘要：针对典型高密度多芯片BGA(焊球阵列)封装体建立三维有限元分析模型,研究不同尺寸封装体在稳态热载荷作用下的结构变形和应力情况,在此基础上引入包含等效梁和危险焊球真实几何形状和间距等在内的简化模型以进行序列分析,研究各设计参数对力学参量的影响。数值结果反映了封装体应力分布及其变化特点,表明影响封装体变形和应力的主要参数;提出的建模方法简便有效,可以方便地用来分析不同类型的BGA封装,并扩展应用至不同的分析目的,为此种结构的设计和优化提供一定参考。

摘要：针对直接力/气动力复合作用动能拦截弹的姿态控制问题,建立了拦截弹俯仰-偏航通道短周期运动模型;利用线性二次型最优跟踪控制理论结合姿控固体小火箭点火逻辑设计了复合控制系统,通过分析非线性容限得出了该系统对直接力偏差具有强鲁棒性的结论;姿控回路仿真表明系统具有快速响应特性及良好的跟踪性能,考虑侧喷干扰效应等实际条件的六自由度弹道仿真表明所设计的控制系统能够满足拦截末段直接碰撞要求。

摘要：对超声速冷流条件下用于超燃冲压发动机的凹腔火焰稳定器的质量交换特性进行研究．采用混合RANS／LES方法对非定常流场进行数值模拟,考虑了凹腔的长深比和后缘角度两个关键参数．计算得到了凹腔剪切层拟序结构的演化过程．对凹腔压力振荡历程进行幅频分析,所得到的频率和理论分析结果及一些计算结果十分吻合．结果表明,凹腔的长深比和后缘倾角对凹腔质量交换过程都有较大的影响．凹腔驻留时间随着长深比的增加而增加．随着后缘倾角减小,长深比较小的凹腔的驻留时间增加,长深比较大的凹腔则完全相反．该计算结果为凹腔设计提供了新认识．

摘要：针对空间飞网系统任务设计需求,研究飞网牵拉模式对系统展开性能的影响。建立空间飞网系统拉出展开过程动力学模型,并通过地面试验对比验证了模型的有效性。面向任务需求建立空间飞网系统评价指标,针对四、六点牵拉模式,采用有限绳段方法对飞网系统进行建模仿真。模型中保持绳网质量和初始发射能量一致,对评价指标的分析结果表明,在六点牵拉模式下,飞网系统飞行性能指标和力学性能指标有明显提高,但能量利用率和系统可靠性小幅下降。

摘要：针对卫星动态扫描成像任务中的姿态控制问题,建立卫星姿态动力学模型,分析动态扫描成像任务对姿态控制的特殊需求。结合动态扫描成像任务需求提出一种典型的姿态机动方案,对姿态机动过程所需控制力矩进行估计。基于期望力矩和星体实时姿态设计一种俯仰机动控制律,并提出五棱锥构型陀螺群的操纵方案。针对某动态扫描成像任务卫星,对提出的控制律进行数值仿真。仿真结果证明所提方案可以满足卫星动态扫描成像的姿态控制要求。

摘要：所设计的新型整体缝合泡沫夹芯复合材料结构,能够避免一般斜缝方式引起纤维交叉损坏的弊端。采用真空导入模塑工艺制备整体缝合泡沫夹芯结构复合材料,研究缝合结构、缝合方式以及缝合纱线用量对整体缝合泡沫夹芯复合材料平压力学性能和弯曲性能的影响。结果表明,新型缝合结构在保证平压力学性能的同时,相比于垂直缝合结构弯曲破坏载荷提高了94.4%;穿透缝合方式能够显著提高试样的平压强度和弯曲破坏载荷;随着缝合纱线用量的增加,整体缝合泡沫夹芯复合材料的压缩和弯曲性能显著提高。

摘要：总结阐述了S iC陶瓷纤维先驱体的设计原则,对国内外S iC陶瓷纤维先驱体的主要合成方法进行了总结。在设计原则的指导下,比较了各种合成方法的优缺点,包括先驱体的产率、杂元素含量、分子形态、分子量及其分布等结构参数,先驱体可纺性以及制备的S iC纤维的性能;并根据设计原则和研究进展提出,降低先驱体中杂元素含量,提高陶瓷产率并兼顾可纺性、稳定性要求是S iC陶瓷纤维先驱体分子设计的方向;指出国内S iC陶瓷纤维的发展要立足于创新,通过不同途径制备出符合要求的陶瓷先驱体。

摘要：遗传算法能以很高的概率找到全局最优解 ,适合工程优化设计要求。研究以固体火箭冲压发动机为动力的导弹的总体方案设计 ,探讨采用遗传算法实现冲压发动机导弹一体化优化设计 ,给出满足战术技术指标的最优总体方案和冲压发动机方案。算例表明 ,遗传算法是用于固体火箭冲压发动机导弹一体化优化设计的很好的优化算法。通过一体化优化设计 ,可以提高冲压发动机和导弹的总体性能。

摘要：运载火箭最优上升轨道设计问题是一类终端时刻未定、终端约束苛刻的最优控制问题,经典算法求解这类问题时收敛性差、局部收敛等问题表现得比较突出。针对上述问题,将具有良好全局收敛性的遗传算法应用到运载火箭最优上升段设计问题求解中,为了提高遗传算法的收敛速度和克服早熟问题,结合遗传算法和单纯型算法的优点,设计了两种混合遗传算法。计算结果表明,所设计的混合遗传算法是求解复杂问题的有效全局优化方法,可以成功地解决一类终端时刻可变飞行器最优控制问题。