压缩面位置对超声速进气道性能影响的数值研究

针对两侧进气的超声速冲压发动机导弹,建立了弹体与进气道内外流统一流场的CFD模型.通过数值模拟计算,比较研究了两种压缩面位置布置带来对矩形超声速进气道性能的影响.     

斜盘式偏转机构方案仿真研究

偏转弹头控制是一种新型的快速响应控制技术.为了提高偏转机构设计的效率和可靠性,对一种斜盘式偏转机构初始设计方案进行了研究:通过坐标转换推导出弹头偏转规律;基于多体系统动力学理论,在ADAMS中建立了该机构的虚拟样机,采用修正的Newton-Paphson迭代算法,仿真研究了机构的静态特性;通过ADAMS与SIMULINK联合,采用Runge-Kutta算法,仿真研究了机构在阶跃信号作用下的动态特性,确定了关键设计参数.仿真结果表明:弹头偏转角只与电机角位移有关;机构方案具有精度高、响应速度快等优点.     

基于全局优化算法的多学科优化计算构架

比较了MDF计算构架与分解类构架对多学科连续性约束的处理策略,并分析了MDF计算构架对多学科分析提出的计算需求.在此基础上,将多学科分析(MDA)的求解问题转化为全局优化问题,结合具有全局搜索特性的遗传算法和具有较好局部收敛特性的复合形法,建立了一种全局优化算法GACA,以满足MDA的计算需求.基于GACA,对MDF计算构架进行改进,建立了两级优化MDF计算构架BL-MDF.典型算例的计算结果表明,本文的计算构架具有较好的计算性能,同时算例也验证了本文对MDF与分解类计算构架的比较结论.     

空舰(地)导弹下滑弹道优化设计研究

对一般空舰导弹的纵向下滑弹道进行了设计研究,提出用样条函数作为导弹的纵向下滑基准弹道。实例计算结果表明,设计的下滑基准弹道可以满足载机不同发射速度、不同发射高度条件下弹道的技术要求。提供的方法可供弹道的计算机辅助设计参考。     

高超声速飞行器多学科优化建模方法

为建立高超声速飞行器多学科设计优化软件系统,研究了一种面向多学科设计优化的建模方法.通过分析系统分解带来的学科设计冲突,建立了两种多学科连续性条件.据此连续性条件,结合现有飞行器设计流程,提出了一套建立多学科设计优化模型的方法,包括系统分析模型和系统优化模型.针对高超声速飞行器方案设计,研究了包含弹道/控制、气动、超燃冲压发动机、结构、热保护系统等五个学科的多学科设计优化问题.采用所研究的多学科设计优化建模方法,构造了系统级模型,并在框架软件中按照此模型集成各学科软件,建立了高超声速飞行器多学科设计优化软件系统.     

基于Hamilton原理的大展弦比直机翼固有特性分析

基于Hamilton变分原理,推导具有几何非线性特点的大展弦比直机翼的自由运动方程。基于所推导的运动方程,将机翼简化成薄壁盒型梁,分别对铝合金梁和复合材料梁进行MATLAB仿真,得到机翼的固有频率。并且将仿真得到的结果与用NASTRAN计算得到的结果进行比较,两者所得的结果一致。     

基于响应面的变复杂度气动分析模型

结合变复杂度和响应面近似建模方法，采用CFD和工程估算气动分析方法，构建了基于响应面校准的变复杂度气动分析模型。以冲压发动机导弹为例，采用拉丁超方取样技术，选取6个CFD计算状态，建立了差值和比值校准响应面，并比较校准后的气动性能与CFD分析。结果显示，基于差值校准响应面的变复杂度方法具有较好的逼近能力和计算效率，适合于飞行器多学科设计优化过程的气动分析。     

整体式液体冲压发动机动力特性研究

综合导弹和整体式冲压发动机的相互影响，从导弹总体设计的观点出发，对整体式液体冲压发动机的性能进行了研究，分析讨论了设计参数对发动机性能的影响及发动机设计的特殊问题。本文法可用于导弹总体方案设计阶段参数的选择和性能分析。     

载人月面着陆器动力下降段自适应姿态控制

载人月面着陆器动力下降过程中质心偏移及其引起的姿态扰动问题比较突出,对此本文提出了采用反作用控制系统(RCS)和推力矢量控制(TVC)的联合自适应姿态控制方法．基于月面着陆器姿态运动学和动力学模型,设计了自适应姿态控制器及质心偏移自适应估计器,利用Lyapunov方法证明闭环姿态控制系统稳定,引入RCS和TVC的误差特性以检验控制器的鲁棒性．数值仿真结果表明该自适应姿态控制方法可行,所设计姿态控制器保证姿态控制系统稳定且具有鲁棒性．     

飞航导弹基于响应面近似技术的并行子空间优化设计

分析了基于响应面近似模型的并行子空间方法CSSO／RSA的执行步骤和特点，并介绍了逐步逼近响应面近似模型的构建方法。给出了包含气动、弹道、发动机3个耦合学科的整体式冲压发动机飞航导弹的学科分析模型和系统优化模型，分别采用CSSO／RSA方法和单级多学科优化方法对飞航导弹进行优化设计。结果表明CSSO／RSA方法的性能要优于单级多学科优化方法。