多管火箭炮刚柔耦合多体发射动力学仿真研究

以多刚体动力学和柔性多体动力学理论为基础,建立了刚柔耦合多体系统动力学方程;应用ADAMS、ANSYS软件,通过建立ADAMS模型,并在模型中引入柔性定向管,对某火箭炮系统进行了发射动力学仿真和分析,得到了全炮的受力及振动情况,为今后更精确的研究火箭炮的发射过程动力学特性提供了理论参考.  

对象族可镇定半径的计算

本文采用优化方法把计算对象族的可镇定半径问题转化成优化问题。2范数定义下的可镇定半径采用了Lagrange乘子法求解；无穷范数意义下的可镇定半径采用了最小范数解方法求解。本文方法对可镇定半径的定义形式和不确定参数结构没有要求，因此更具有一般性。  

升力式航天器再入最优轨迹研究

从无量纲飞行器质点运动方程出发，引入了能量参数对运动方程进行推导，使得运动方程和优化问题易于处理．通过将气动力假设为能量参数的分段连续线性函数。并且采用Runge-Kutta数值计算方法，将轨迹优化问题转化为多维非线性规划问题．应用广义乘子法对其进行数值求解．针对给定不同最大航迹角的2种情况，获得了总加热量最小，满足终端要求以及过载、动压、热流约束的最优轨迹，分析了返回最优轨迹的特点。  

展开型定向战斗部展开过程的理论计算与数值模拟

针对展开型定向战斗部主装药的展开过程进行了研究。建立了展开型定向战斗部的典型模型动力学过程的微分方程;利用DYNA3D有限元程序模拟计算了主装药的展开过程,并比较了两者的结果。结果表明：在片状装药的情况下,展开型定向战斗部能有效地展开成所需的空间形状;两者的计算结果能够较好地拟合。  

日-地系拉格朗日点任务及其转移轨道设计方法

绕日-地系拉格朗日点的深空探测任务越来越多,这些任务的目标轨道一般为Halo轨道或Lissajous轨道.介绍了3种从地球停泊轨道出发到拉格朗日点的转移轨道设计方法,并进行了对比.最后以Az=-800 000 km的Halo轨道为例,验证了直接转移轨道设计方法的有效性.  

凝聚炸药撞击起爆的拉格朗日模拟

对凝聚炸药撞击起爆过程进行了Lagrange算法的数值模拟，建立了二维轴对称度三维非线性有限元模型,模拟表明，2种模型在低速撞击下结果差异较大而高速撞击下则差异较小；Comp B炸药相对PBX9504炸药对低速撞击的敏感性要低，在高速撞击下两者的差异较小；得到了炸药在不同撞击速度作用下的动态起爆性能．  

基于三线摆运动完整描述的转动惯量测量方法

为了避免近似解析解带来的误差，文中利用拉格朗日方程，建立了可完整描述三线摆运动的微分方程，并利用数值分析方法来求解方程。最后通过算例分析了转动惯量与摆动周期的关系曲线以及摆盘、摆线尺寸对测量结果的影响。  

单旋翼涵道风扇式无人直升机的钟摆现象与控制

单旋翼涵道风扇式无人直升机,采用轴对称的基本布局.其机体绕旋翼桨毂的钟摆现象为对称变悬点二维摆,且具有非线性、强耦合、高阶次、不稳定等特性.对于此钟摆现象,采用拉格朗日方程建立其多自由度模型、并在平衡态进行解耦和线性化.然后,设计线性二次最优控制器,使机体的摆动能在任何干扰下都稳定在平衡态.