摘要：固体火箭发动机装药逆向设计是指寻求最优的装药形状以匹配给定的内弹道性能曲线,可用于指导新型装药的设计。装药逆向设计正从尺寸优化阶段迈向形状优化与拓扑优化阶段。形状优化问题往往自由度大且高度非线性,这就对燃面退移的计算效率提出了极高的要求,而现有的椭圆算法难以满足需要。为此有必要开发燃面退移的高效椭圆算法,并将其应用于三维装药的逆向设计。首先,将程函方程线性化,推导出亥姆霍兹方程和泊松方程,形成了一系列求解燃面退移的快速热传导(Fast Heat Conduction,FHC)方法。其中f-FHC方法采用空腔体积分数分布来描述不规则装药,使用LDL分解法求解线性方程组,实现了“一次分解,处处回代”,显著提高了计算效率。然后,系统地分析了三维装药逆向设计的关键问题,包括目标函数的选取、待优化自变量的取值范围、孤立孔洞识别、浇铸工艺性要求等。运用进化神经网络方法开发了装药逆向智能设计(Grain Reverse and Intelligent Design,GRID)系统。计算结果表明,fFHC方法可以将三维装药燃面退移的计算时间缩短至1 s以内。以双推力装药的燃面变化规律或内弹道性能曲线为目标,GRID系统成功设计出含有复杂三维内孔的新型装药。所得装药符合浇铸工艺条件,芯模可采用3D打印工艺制造。所提出的算法和开发的软件系统可以为新型装药的设计提供支撑。

摘要：为了研究喉部面积比、喉部位置及稠度对超声速叶栅最小损失点性能的影响,基于直接控制通道的造型方法获得一系列设计马赫数为1.4且具有不同通道参数的平面叶栅。数值计算与流场分析结果表明:根据叶栅通道内激波系结构的不同可将其划分为启动态叶栅与过渡态叶栅。喉部参数主要通过改变激波系位置影响叶栅性能。启动态叶栅喉部面积比越小、喉部位置越靠前,其最小损失越小、静压比越高;过渡态叶栅则相反。稠度改变时叶栅通道中激波系结构发生变化,大稠度叶栅大多处于启动态,最小损失小且静压比高;小稠度叶栅大多处于过渡态,具有更大的裕度。

摘要：为了解决通流特性分析程序中原始模型对压气机性能预测精度不足的问题,提高压气机通流特性分析过程的可靠性,基于对大量多圆弧叶栅的数值模拟结果建立了压气机叶栅性能数据库,并以该数据库为依托,采用神经网络建模方法建立了压气机叶栅基准损失系数和基准落后角模型。结果显示:两模型对叶栅基准损失系数和基准落后角的预测精度均满足工程应用要求,其精度分别为±0.002和±1°。在对采用神经网络模型的通流特性分析程序校验过程中发现,其无论对压气机整机性能还是对流动细节的预测精度上都获得了显著提高,尤其是在主流区。此外从压气机整体特性上看,基准损失系数和基准落后角精度的提高对非设计工况损失系数和落后角的预测精度影响是积极的。

摘要：为避免高马赫数、大攻角来流引发的叶片颤振,将串列叶片技术引入到超声速通流风扇叶栅中,对其进行串列改型及气动性能研究。利用准二维数值模拟,对串列叶片前、后排叶片的弦长比参数进行了详细的对比研究。结果表明:影响气动性能的关键因素是后排叶片进口压力侧激波的落点,在本文研究条件下,随着弦长比的减小总压损失呈减小的趋势,当弦长比由0.99减小到0.43时,设计攻角下,15°折转角叶型总压损失可减小27%,30°折转角叶型总压损失可减小38%。进一步的研究表明,通过减小弦长比可有效控制后排叶片前缘斜激波在相邻叶片吸力侧的落点以实现损失降低,并且这种降低效应在小弯角叶型上比大弯角叶型更容易实现。

摘要：基于阻尼柔性连接装置的卫星结构悬浮式设计方案旨在既不降低结构完整性和支撑强度,又能为热应力提供释放空间,同时提供较高的阻尼以保证结构的振动抑制要求。文章从柔性连接的热应力释放机理出发,分析了影响卫星结构(主要是敏感仪器)热变形的主要因素,并且给出了复杂结构的设计准则。理论分析结果表明结构悬浮式设计方案可以有效改善敏感仪器的热变形情况,并且可以通过调整各部分的刚度来获得不同的抑制效果。最后通过实例证明了这种分析方法的有效性。

摘要：为解决传统扰动参数化方法的设计能力不足等问题,以拓展自由变形技术为基础开发相应参数化方法以改进伴随优化系统,并对典型跨声速风扇/压气机转子Rotor 67进行叶片-端壁一体化伴随优化。结果表明:经过伴随优化,Rotor 67转子在流量、压比等工况约束变化较小的前提下效率提升了0.74%,且整体特性同样得到了大幅改进,而优化前后的几何与流动变化表明,端区几何调整及叶片吸力面变化引起的吸力面加速减弱、激波强度降低、角区分离涡结构改进等,均是性能提升的内在原因。

摘要：针对采用捷联式导引头的被动寻的导弹的制导信息估计问题,提出一种适用于非线性系统的可观性增强最优制导律。在固连于目标的虚拟相对直角坐标系中建立非线性运动学模型。依据克拉美-罗下界理论,将视线角速率的时间积分作为系统可观性度量,设计了以相对距离为自变量的、综合考虑系统可观性、命中精度和能量消耗的性能指标,避免了制导方案对剩余飞行时间的依赖。利用变分法求解最优问题,得到了制导律解析解。数值仿真结果表明所提制导方案能够在仅测角条件下实现导弹对运动目标的拦截。与基于线性化模型设计的可观性增强最优制导律相比,所提制导律在拦截运动目标时对系统可观性的增强更为显著,使制导信息估计误差的数值更小、收敛速度更快,能使导弹具有更高的命中精度。

摘要：为了获得实时、准确、可靠的液体火箭推进系统非线性动态模型 ,使其适用于控制系统的设计和故障检测与诊断 ,基于RBF (RadialBasisFunction)神经网络理论和系统工作机理 ,综合考虑了系统的动态信息 ,适当选择了输入输出参数 ,建立了一种多输入多输出的液体火箭推进系统非线性动态模型。模型的输出与实际试车结果的对比分析表明 ,模型的计算时间短、实时性强、精度高 ,可用于液体火箭推进系统的实时状态监控、故障诊断及控制系统设计等。

摘要：最大悬停效率(FMmax)作为衡量旋翼悬停性能的常用指标,反映了旋翼能达到的最大悬停效率,但不能反映旋翼在一定桨叶载荷范围内保持高悬停效率的能力,本文给出了旋翼悬停保持能力的定义。为更准确地反映桨叶涡量分布,建立了基于升力面理论的桨叶气动模型;考虑有弯度翼型的影响,将涡量布置于翼型中弧线,随后基于自由尾迹模型、耦合刚性桨叶挥舞运动方程、翼型动态失速模型以及二阶精度时间步进格式建立了升力面自由尾迹方法。通过计算模型旋翼在不同桨尖马赫数下的悬停效率,并与试验数据对比,验证了方法的准确性。相比于升力线自由尾迹方法,建立的升力面自由尾迹分析方法能显著提高旋翼悬停效率计算精度。最后分析旋翼关键设计参数对悬停性能的影响,得到设计参数影响旋翼悬停保持能力的新规律。

摘要：为了使交叉双旋翼无人直升机在全球定位系统(Global positioning system,GPS)信号不稳定的情况下实现对目标的视觉跟踪,设计了一种交叉双旋翼无人直升机视觉跟踪控制系统。首先,设计了一种视觉模块,对跟踪目标进行图像处理,利用基于方向性快速的特征点检测和旋转BRIEF(Oriented FAST and rotated BRIEF,ORB)描述子特征匹配和矩形检测,获取跟踪目标的中心点像素坐标,通过相机模型和旋转矩阵解算出跟踪目标的中心点实际位置。然后,设计了一种跟踪控制模块,采用串级比例积分微分(Proportional-integral-derivative,PID)加前馈的控制结构,为了限制极限位置和最大加速度,位置控制中采用平方根控制器,姿态控制中设计了一种交叉双旋翼姿态控制机构。之后,通过飞控地面站搭建仿真环境,对添加视觉模块的飞行控制系统进行仿真验证,结果表明,无人直升机可以很好地跟踪到视觉模块输出的期望位置。最后,进行实验验证,在设定最大飞行速度为1 m/s的条件下,姿态角最大为8°左右,位置与期望位置之间的误差最大为0.08 m,可以实现交叉双旋翼无人直升机对目标的视觉跟踪。