基于运载能力评估的固体运载火箭推力向量控制方案比较

从对运载能力影响角度开展固体运载火箭发动机推力向量控制系统比较分析研究。设计了三种采用不同发动机推力向量控制系统的多级固体运载火箭方案,将增广乘子法与共轭方向法相结合,对固体运载火箭上升段弹道进行了优化设计,给出运载能力评估结果。研究表明,起飞质量均为50 000kg,目标轨道均为300km太阳同步轨道时,采用栅格舵和侧喷流作为推力向量控制系统方案,比采用燃气舵和侧喷流作为推力向量控制系统方案,运载能力提高70kg,比各级固体发动机全部采用摆动喷管控制方案,运载能力提高115kg,为固体运载火箭总体方案论证提供理论依据。     

基于DS/AHP的导弹发射阵地选择方法

战术导弹发射阵地选择是导弹作战兵力运筹的重要组成部分,其本质是一多准则多属性决策问题。传统的层次分析法无法明确描述这类问题中所蕴涵的不确定性,通过DS证据理论的引入,研究了战术导弹发射阵地选择的DS/AHP方法,应用实例说明了该方法的可行性和有效性。     

在分离式Hopkinson拉杆实验中确定临界实验条件的经验方法

在分离式Hopkinson拉杆实验中,常常需要获得试样在经历一个拉力脉冲拉断情况下的最低应变率,而在分离式Hopkinson拉杆装置中确定对应最低应变率的发射压力需要进行多次尝试性实验。为了更好地解决这一问题,提出一种简单的经验方法,可以通过一次拉断的实验结果计算出一个拉力脉冲拉断试样需要的最小发射压力及相应的应变率,进一步可以预测不同发射压力下的应变率。对4种铝合金试样进行拉伸实验,结果表明,利用提出的经验方法得到的应变率结果与实验结果吻合较好,可以有效地对发射压力和实验应变率进行预估。     

舰舰协同制导下舰空导弹水平发射区研究

为增加舰空导弹拦截低空目标的发射时机,研究了舰舰协同制导下舰空导弹水平发射区.首先分别计算了单舰制导和雷达哨舰接力制导下水平发射区;然后在坐标系内合成得到舰舰协同制导下舰空导弹水平发射区.通过仿真比较,得出舰舰协同制导下比单舰制导下目标航路捷径增加了35%左右,舰空导弹水平发射区的纵深显著增加的结论,为舰艇作战指挥决策提供了较好的理论依据.     

采用多模式控制的电磁发射蓄电池充电谐波抑制方法

针对电磁发射蓄电池组大倍率快速充电过程中的电网谐波陡增问题，提出多模式模糊滞环控制谐波抑制方法。结合电磁发射混合储能系统的时序串联拓扑结构，说明蓄电池的超大倍率充电应用工况和策略，进而介绍蓄电池充电的拓扑结构，明确谐波的来源、特点和产生原因。在分析单台充电机充电时的电网谐波电压和谐波电流的基础上，研究不同充电机并充台数、不同充电电流情况下电网谐波电压和谐波电流的分布规律。设计多模式控制方法的组成方式和切换判据，建立蓄电池充电机、瞬时无功功率检测、谐波抑制、多模式控制的仿真模型。仿真和试验数据表明：谐波抑制方法能够快速抑制电磁发射蓄电池充电机大规模启停、波动时的谐波陡增问题，补偿效果满足国家标准。     

快速航天发射现状与建设

快速航天发射以其响应快、成本低等优势,能较好地满足军民商快速太空进入的需求。概述了快速航天发射军用牵引、商用助推的发展特点,分析了未来军民商领域对快速航天发射的新需求。归纳了快速航天发射的发展历程和发展模式,分析了美军太空军事演习对快速航天发射的促进作用。基于美国在快速进入太空的需求评估、技术发展、管理制度等方面取得的经验教训,探讨我国快速航天发射的主要制约因素。针对美国新太空战略威慑和太空霸权,为我国快速航天发射力量建设提出相应的发展建议。     

An efficient and modular modeling for launch dynamics of tubed rockets on a moving launcher

This paper develops a modular modeling and efficient formulation of launch dynamics with marching fire (LDMF) using a mixed formulation of the transfer matrix method for multibody systems (MSTMM) and Newton-Euler formulation. Taking a ground-borne multiple launch rocket systems (MLRS), the focus is on the launching subsystem comprising the rocket, flexible tube, and tube tail. The launching subsystem is treated as a coupled rigid-flexible multibody system, where the rocket and tube tail are treated as rigid bodies while the flexible tube as a beam with large motion. Firstly, the tube and tube tail can be elegantly handled by the MSTMM, a computationally efficient order-N formulation. Then, the equation of motion of the in-bore rocket with relative kinematics w.r.t. the tube using the Newton-Euler method is derived. Finally, the rocket, tube, and tube tail dynamics are coupled, yielding the equation of motion of the launching subsystem that can be regarded as a building block and further integrated with other subsystems. The deduced dynamics equation of the launching subsystem is not limited to ground-borne MLRS but also fits for tanks, self-propelled artilleries, and other air-borne and naval-borne weapons undergoing large motion. Numerical simulation results of LDMF are given and partially verified by the experiment.     

基于机器学习的固体火箭发动机无损检测

传统固体火箭发动机无损检测图像判读工作存在人工识别效率低、图像数据分散及数据利用率低等问题。本文借助机器学习算法与计算机视觉技术,利用大量发动机无损检测图像数据开展无损检测图像数据预处理、边缘检测以及数据模型训练和应用等技术研究,探索快速、准确获得发动机无损检测图像数据特征的方法,深入挖掘固体发动机无损检测数据的内在联系,找到潜在规律。本研究不仅为固体发动机无损检测图像判读提供了一种准确、高效的手段,同时,能够为发动机无损检测图像识别、测量、判读和发动机相关故障模式分析与故障诊断提供数据和决策支持,也能够为未来机器学习在固体发动机无损检测图像判读领域的深入应用提供实践探索和理论研究方面的参考。     

考虑入口和出口容积效应的涡轮动力学模型

建立了考虑涡轮入口和出口容积效应的涡轮动力学模型 ,利用该模型计算了燃气涡轮气瓶启动的动态响应过程 ,分析了影响涡轮动态特性的主要因素。计算结果表明 :涡轮前容积对涡轮入口压力和出口背压的过渡过程均有显著的影响 ,涡轮后容积对涡轮入口压力的过渡过程影响不大 ,对涡轮出口背压的影响显著。     

伺服机构故障下基于线性规划的运载火箭姿控系统重构控制

发动机伺服机构故障给新一代运载火箭姿控系统的可靠性和安全性带来挑战,亟须开展重构控制策略研究。针对这一问题,提出一种基于线性规划的摆角重构控制分配方法。将伺服机构故障下的摆角分配问题转化为1范数单目标有约束优化问题,进而转化为标准的线性规划模型,采用单纯形法进行求解。仿真结果表明,所提出的线性规划法能够实现伺服机构故障下姿控系统的完全重构,各摆角均未达到饱和值,表明了方法的有效性。