摘要：某些复合材料结构件尺寸较大且内部结构复杂,难以通过传统RTM工艺一次整体成型,并且因其成型压力低而致纤维含量不高,成型构件力学性能不佳。本研究用硅橡胶来浇铸成型特定形状的软模,采用软模辅助RTM来制备舱段构件这一典型航天结构件。由于硅橡胶软模在复合材料固化成型过程中发挥了设计中的膨胀挤胶作用,复合材料的纤维体积含量和力学性能得到了显著提高,舱段整体力学性能满足了航天主承力结构件的使用要求,因此软模辅助RTM在制备具有内部复杂结构的装备结构件上具有广阔的发展前途。

摘要：针对复杂外形高超声速飞行器方案设计阶段的气动热计算效率问题,建立了高超声速飞行器气动热的快速工程计算方法。采用修正牛顿理论确定飞行器表面压力分布,利用牛顿最速下降理论计算飞行器表面流线分布,采用参考焓法、高温空气热力学特性的拟合公式以及热流密度的工程计算公式求出飞行器表面目标点的热流密度,计算了钝锥、升力体以及类乘波体的表面热流分布。仿真分析表明:该方法适用于复杂外形,且具有较高的计算效率和精度,能够满足复杂高超声速飞行器设计方案阶段气动热估算需求。

摘要：接近观测是一种新兴的天基观测手段,精确地导引飞行器到达目标附近合适的观测点是关键技术之一。针对接近观测最后逼近段制导问题,提出了一种最优末制导方法。在惯性系中建立了相对运动方程,把目标和观测点的相对位置作为终端约束,引入了综合考虑飞行时间与燃料消耗要求的性能指标,从而把接近目标的过程转化为最优控制问题,求解出最优推力方向、发动机工作时间和飞行时间。在此基础上,设计了最优制导方案。仿真分析表明最优末制导方法的精度较高,能够满足抵近观察任务的要求,同时对深空探测、交会对接等任务具有借鉴意义。

摘要：采用正交设计的方法从常压合成得到的中低分子量聚碳硅烷(PCS)出发,进行热压合成制备高分子量的PCS;并运用红外、GPC、核磁共振等分析测试手段对其结构和性能进行了表征.研究表明,采用从常压合成得到的中低分子量PCS出发进行热压合成的化学方法,可以制备得到高分子量的PCS;控制热压反应温度在460-470℃、预加压力1-2 MPa、反应6 h得到先驱体PCS的Mw在6400-8500之间;热压合成后制得的高分子量PCS的支化度有所降低;通过控制热压反应时间可以较好的调控高分子量PCS重均分子量的大小.

摘要：通过有限元法研究了炭纤维无纬带与平纹布铺层的体积比λ对整体复合裙抗轴压性能的影响。分析表明,λ为7∶3时,复合裙的抗轴压性能较好。对用树脂传递模塑(RTM)工艺制备的具有优化铺层方式的复合裙进行了轴压性能试验,试验所得复合裙的轴压刚度与计算值的偏差为9.5%,试验的轴向应变-载荷曲线与计算的轴向应变-载荷曲线趋势基本一致。

摘要：针对浮球式惯导平台的惯性空间稳定问题,提出了一种基于模糊逻辑的自适应滑模控制方案。该方法利用滑模控制器保证了系统的稳定性和快速性,解决了浮球式惯导平台参数不确定、未建模动态等未知干扰问题;基于滑模控制器的设计问题,利用模糊逻辑和自适应控制律,调节滑模控制器的参数,估计并补偿系统的外界干扰及不确定性等干扰,增强系统对随机不确定性的适应能力,提高控制系统的鲁棒性和控制精度;利用Laypunov方法证明了控制系统的稳定性与收敛性。仿真结果表明,该方法可以有效减低滑模控制控制输入抖振问题,实现浮球式惯导平台的高精度惯性空间稳定,且稳定精度高于0.1″。

摘要：超声速混合层涉及可压缩湍流的根本问题,具有重要的应用背景。通过设计超声速混合层实验装置、应用新近提出的高分辨率NPLS测试技术,拍摄了来流边界层分别为层流和湍流流态下混合层的流向和展向流动图像。根据流动图像的特征,分析了混合层的流向与展向流场切面中拟序结构的成因;深入讨论了来流边界层中拟序涡结构与混合层涡结构的相互作用问题;比较了层流和湍流来流条件下混合层拟序结构的异同及其对混合效率的影响。结果表明:当来流边界层为湍流时,对应的混合层具有较高的混合效率。

摘要：采用正交拉丁方设计和方差分析的方法对尾喷管气动-推进性能进行了研究,考察了设计参数对其性能的灵敏程度,发现尾喷管上壁面型线起始点切线角度和外罩后伸长度对其气动-推进性能影响显著,而外罩后掠角的影响不明显;同时,减小尾喷管上壁面型线起始点切线角度,增大外罩的后伸长度和后掠角能提高尾喷管的推力特性和俯仰力矩特性,而增大尾喷管上壁面型线起始点切线角度,减小外罩后伸长度则对尾喷管升力的提高有益。

摘要：非线性方程组的求解是数值计算领域中最困难的问题,大多数的数值求解算法例如牛顿法的收敛性和性能特征在很大程度上依赖于初始点。但是对于很多非线性方程组,选择好的初始点是一件非常困难的事情。本文结合遗传算法和经典算法的优点,提出了一种用于求解非线性方程组的混合遗传算法。该混合算法充分发挥了遗传算法的群体搜索和全局收敛性,有效地克服了经典算法的初始点敏感问题;同时在遗传算法中引入经典算法(Powell法、拟牛顿迭代法)作局部搜索,克服了遗传算法收敛速度慢和精度差的缺点。选择了几个典型非线性方程组,从收敛可靠性、计算成本和适用性等指标分析对比了不同算法。计算结果表明所设计的混合遗传算法有着可靠的收敛性和较高的收敛速度和精度,是求解非线性方程组的一种成功算法。

摘要：利用数值计算开展了高超声速飞行器前体气动特性的考察,重点研究了三维效应对于前体流场及预压缩性能的影响,提出了抑制三维侧缘溢流影响、改善三维前体气动性能的前体侧缘设计思想,考察了侧缘外形的容积效率,提出了有效容积效率的概念和评估方法,对于不同侧缘形式的前体构型进行了气动特性的考察,给出了不同前体构型气动特征的变化规律。