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空天飞行器制导控制技术研究进展与展望 被引量:20
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作者 姚德清 魏毅寅 +1 位作者 杨志红 崔乃刚 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2020年第7期850-859,共10页
本文在简要介绍空天飞行器制导控制技术发展情况基础上,针对其典型的任务形态给制导控制技术带来的挑战,分别从动力学建模、轨迹优化与制导、飞行控制与导航等四个方面阐述了制导控制技术中面临的关键技术,并探讨了空天飞行器制导控制... 本文在简要介绍空天飞行器制导控制技术发展情况基础上,针对其典型的任务形态给制导控制技术带来的挑战,分别从动力学建模、轨迹优化与制导、飞行控制与导航等四个方面阐述了制导控制技术中面临的关键技术,并探讨了空天飞行器制导控制技术后续发展方向与思路。 展开更多
关键词 空天飞行器 动力学建模 轨迹优化与制导 导航与控制
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基于数字孪生的热密封材料气密及传热特性高温测试技术
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作者 陈立芳 周宇航 +1 位作者 房务官 郭仪翔 《纺织学报》 北大核心 2025年第3期188-195,共8页
飞行器在高超声速飞行和再入过程中存在热侵蚀的安全隐患,高温高压苛刻环境对热密封材料要求越来越高,针对苛刻环境下飞行器用热密封材料特性评估难的问题,提出一种基于数字孪生的热密封材料气密及传热特性高温测试技术,并搭建虚拟和实... 飞行器在高超声速飞行和再入过程中存在热侵蚀的安全隐患,高温高压苛刻环境对热密封材料要求越来越高,针对苛刻环境下飞行器用热密封材料特性评估难的问题,提出一种基于数字孪生的热密封材料气密及传热特性高温测试技术,并搭建虚拟和实体测试系统完成陶瓷纤维毡在不同工况下的气密及传热特性测试。测试前通过虚拟空间开展热密封环境模拟仿真,测试中通过数据在虚实空间的动态交互实现测试过程的监测预警,测试后运行数字孪生系统对测试结果进行评估,并基于孪生模型对超出测试范围的参数完成虚拟测试。实验结果表明:陶瓷纤维毡在30%压缩率、1100℃高温时的泄漏率相较于常温工况约减少了72%,该研究解决了超高参数下热密封材料无法测试的难题。 展开更多
关键词 再入飞行器 数字孪生 热密封材料 气密特性 传热特性 高温测试技术
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面向控制的变构型空天飞行器建模及特性分析
3
作者 高泽鹏 刘燕斌 +2 位作者 沈海东 陈金宝 彭寿勇 《南京航空航天大学学报》 CAS CSCD 北大核心 2024年第6期1114-1123,共10页
针对空天飞行器爬升过程中,传统固定构型难以兼顾高低速气动性能的问题,提出了一种空天飞行器变构型调节策略。首先,提出了一种翼面伸缩的变构型方式,构建了含有表征飞行器构型变量的气动代理模型;其次,基于气动代理模型对飞行器气动和... 针对空天飞行器爬升过程中,传统固定构型难以兼顾高低速气动性能的问题,提出了一种空天飞行器变构型调节策略。首先,提出了一种翼面伸缩的变构型方式,构建了含有表征飞行器构型变量的气动代理模型;其次,基于气动代理模型对飞行器气动和配平特性进行分析,根据气动特性制定构型变化策略,根据配平特性提出质心位置匹配设计;然后,根据构型变量和爬升飞行平衡的约束,以控制输入最小为目标,优化得到了合适的质心位置,为不同构型的质心位置设计提供参考;最后,仿真结果表明变构型空天飞行器在爬升飞行任务中起到分担舵面负载和减小油门的作用,增加了飞行过程的稳定性。 展开更多
关键词 空天飞行器 变构型 平衡状态 代理模型 优化设计
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桑格尔空天飞行器技术途径分析与思考 被引量:4
4
作者 佘文学 刘晓鹏 刘凯 《火箭推进》 CAS 2021年第6期11-20,共10页
回顾了德国桑格尔两级入轨空天飞行器方案的研究概况,对其总体方案、推进系统、气动布局、结构热防护设计中的难点与关键问题开展了分析,并详细讨论了相关技术途径的可行性。借鉴桑格尔空天飞行器方案的经验与教训,分析了空天飞行器研... 回顾了德国桑格尔两级入轨空天飞行器方案的研究概况,对其总体方案、推进系统、气动布局、结构热防护设计中的难点与关键问题开展了分析,并详细讨论了相关技术途径的可行性。借鉴桑格尔空天飞行器方案的经验与教训,分析了空天飞行器研究中面临的若干关键难点问题,提出了未来空天飞行器发展路线与实施建议。 展开更多
关键词 桑格尔 空天飞行器 高超声速 组合动力 技术展望
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轴压铝合金蜂窝圆筒整体稳定性研究
5
作者 魏家睿 吴琼 +3 位作者 吴伟 李群智 时红伟 张虞 《北京航空航天大学学报》 北大核心 2025年第3期962-972,共11页
金属蜂窝圆筒结构常因轴压整体屈曲导致承载能力下降,对于其弹性屈曲问题目前已有大量研究,但在塑性屈曲问题方面的理论研究工作较少。为解决上述问题,基于蜂窝圆筒等效模型和Hamilton原理,推导了铝合金蜂窝圆筒承受轴压载荷作用时弹、... 金属蜂窝圆筒结构常因轴压整体屈曲导致承载能力下降,对于其弹性屈曲问题目前已有大量研究,但在塑性屈曲问题方面的理论研究工作较少。为解决上述问题,基于蜂窝圆筒等效模型和Hamilton原理,推导了铝合金蜂窝圆筒承受轴压载荷作用时弹、塑性屈曲临界载荷的理论计算公式,并进行了轴压仿真分析和实验验证,利用理论公式讨论了蜂窝圆筒各尺寸参数对临界载荷的影响。结果表明:所提理论公式和仿真模型均能准确预测铝合金蜂窝圆筒的临界载荷,理论公式计算效率更高;圆筒质量变化±10%时,影响临界载荷的因素依次为面板厚度、圆筒半径、芯子厚度、圆筒高度;蜂窝圆筒的临界载荷与芯子厚度、面板厚度、圆筒半径近似呈线性正相关,与圆筒高度关系较弱。 展开更多
关键词 蜂窝圆筒 整体稳定性 临界载荷 弹塑性 HAMILTON原理 有限元
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双向飞翼空天飞行器概念外形研究 被引量:11
6
作者 刘晓斌 徐柯哲 朱国祥 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2017年第3期415-420,443,共7页
空天飞行器飞行速域宽,气动外形需同时考虑起飞高升力与超/高超声速高升阻比需求,给飞行器的气动布局设计带来很大难度。双向飞翼飞行器概念具有两个互相垂直的对称面,在亚声速时以大展弦比模态飞行,可获得足够的升力,超/高超声速时以... 空天飞行器飞行速域宽,气动外形需同时考虑起飞高升力与超/高超声速高升阻比需求,给飞行器的气动布局设计带来很大难度。双向飞翼飞行器概念具有两个互相垂直的对称面,在亚声速时以大展弦比模态飞行,可获得足够的升力,超/高超声速时以小展弦比模态飞行,可尽量降低激波阻力,飞行模态转换的转换通过机身旋转90°实现,可能解决宽速域高升阻比设计矛盾。本文据此构建了一种双向飞行空天飞行器外形,并开展了CFD数值仿真。结果表明,与Sanger类常规布局的空天飞行器相比,双向飞翼概念外形的亚声速时最大升阻比为16,提升30%~50%;高超声速段升阻比性能基本相当,最大升阻比4,说明该外形是一种有潜力的空天往返飞行器方案。在此基础上,从飞行器技术实现角度,系统梳理了双向飞翼飞行器方案面临的三大技术难点,并提出了可行的解决途径或可能的攻关方向。针对飞行器纵向静不稳定度偏大问题,提出调整机身平面形状和剖面形状等,可使静不稳定度降低至10%以内;针对飞行模态转换控制困难问题,创新性地提出了一种基于非对称垂尾的控制方法,在飞行器两个飞行模态下各安置一片垂尾,在提供了足够的模态转换控制力矩的同时,改善了飞行器的横航向稳定性;针对发动机耦合设计问题,提出了一种新的涡轮和火箭发动机独立垂直布置的方法,降低了空天飞行器对组合动力技术的依赖性,有助于双向飞翼空天飞行器的早日实现。 展开更多
关键词 双向飞翼 空天飞行器 高升阻比 稳定性 飞行模态转换
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发汗冷却用镍基泡沫孔隙尺度流动传热特性研究
7
作者 周欣蕾 张超 +4 位作者 张宏明 张红军 杨肖峰 曾磊 肖光明 《计量学报》 北大核心 2025年第4期518-527,共10页
以发汗冷却用镍基合金泡沫为研究对象,采用X-CT扫描技术重构获得其真实的微细观结构,基于多松弛格子玻尔兹曼方法(MRT-LBM),结合GPU加速技术,建立发汗冷却用镍基合金泡沫多孔材料的孔隙尺度导热-对流复合传热数值模拟方案。以空气为冷... 以发汗冷却用镍基合金泡沫为研究对象,采用X-CT扫描技术重构获得其真实的微细观结构,基于多松弛格子玻尔兹曼方法(MRT-LBM),结合GPU加速技术,建立发汗冷却用镍基合金泡沫多孔材料的孔隙尺度导热-对流复合传热数值模拟方案。以空气为冷却介质,重点分析镍基合金泡沫在不同雷诺数条件下的流动传热特性。结果表明,镍基合金泡沫的流动存在明显的达西区、过渡区和强惯性区,临界雷诺数为1.36×10^(-1)。并且,随着雷诺数的增大,虽然流动阻力增大,但传热效率也明显增强。在达西区,传热由导热主导,而过渡区与强惯性区则以强迫对流为主导。综合传热因子与雷诺数呈正相关,即增大雷诺数可有效提高泡沫结构的综合传热性能。研究获得的镍基合金泡沫流动与传热特性,为提高发汗冷却效率提供了一定的理论支撑。 展开更多
关键词 热学计量 镍基合金泡沫 格子玻尔兹曼方法 渗透率 传热特性
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空天飞行器机翼/翼型的需求分析及应用 被引量:7
8
作者 罗金玲 龙双丽 +2 位作者 汤继斌 韩忠华 张阳 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2021年第6期101-110,I0004,I0002,共12页
空天飞行器飞行空域大,速域宽,经历亚/跨/超/高超声速飞行,气动特性变化大,传统翼型难以同时满足低速、高速时的设计要求,给机翼/翼型设计提出了新的挑战。本文围绕飞行环境特点,分析了低速高升力与高速高升阻比、升重匹配、结构热防护... 空天飞行器飞行空域大,速域宽,经历亚/跨/超/高超声速飞行,气动特性变化大,传统翼型难以同时满足低速、高速时的设计要求,给机翼/翼型设计提出了新的挑战。本文围绕飞行环境特点,分析了低速高升力与高速高升阻比、升重匹配、结构热防护等设计要求,提出了空天飞行器对机翼/翼型设计的新需求。基于一种新的宽速域翼型,采用数值模拟方法,开展三维流动下翼型与机翼平面形状的一体化优化设计,获得了一种翼型沿展向变化的新机翼,相对优化前,低速时机翼产生的升力效率提高了36.3%,超声速和高超声速升重平衡升阻比分别提高了33.4%和12.9%,新机翼能更好地兼顾低速、跨声速、超声速和高超声速气动性能的要求。将新机翼应用于典型空天飞行器,再通过全机气动外形优化设计,进一步提高了宽速域飞行时升重平衡下的使用升阻比,高亚声速时提高了5.9%,超声速时提高了10.3%,高超声速时提高了0.7%,解决了低速飞行时高升力与高速飞行时高升阻比的需求矛盾,并获得了一种满足宽速域总体设计要求的空天飞行器气动布局。研究成果具有一定工程指导意义。 展开更多
关键词 空天飞行器 翼型设计 机翼设计 宽速域设计要求 优化设计
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考虑飞行品质约束的空天飞行器控制舵面设计及优化 被引量:2
9
作者 沈海东 佘智勇 +2 位作者 曹瑞 刘燕斌 陆宇平 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2021年第1期103-112,共10页
针对放宽静稳定度条件下水平起降空天飞行器控制舵面尺寸设计难度大的问题,提出了一种基于代理模型的控制舵面—控制参数一体化设计方法。首先,基于鸽群算法构建了包含结构参数的空天飞行器气动特性代理模型,获得了气动特性参数随飞行... 针对放宽静稳定度条件下水平起降空天飞行器控制舵面尺寸设计难度大的问题,提出了一种基于代理模型的控制舵面—控制参数一体化设计方法。首先,基于鸽群算法构建了包含结构参数的空天飞行器气动特性代理模型,获得了气动特性参数随飞行条件、控制舵面尺寸及质心位置的变化关系,为控制舵面一体化设计提供输入。然后,设计了基于C*结构的空天飞行器纵向参考模型跟踪控制律,并将考虑飞行品质约束的空天飞行器控制舵面一体化设计问题转化成多约束条件下的多目标优化问题。并采用非光滑优化算法计算得到了同时满足飞行品质、舵面饱和、舵面偏转速率等约束的最小控制舵面及对应的控制参数。仿真结果表明,该方法能够在满足性能指标约束的前提下有效减小控制舵面的尺寸,具有较强的工程应用价值。 展开更多
关键词 水平起降(HTHL) 空天飞行器 放宽静稳定性(RSS) 飞行品质约束 舵面优化
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考虑禁飞区规避的空天飞行器分段预测校正再入制导方法 被引量:18
10
作者 章吉力 刘凯 +1 位作者 樊雅卓 佘智勇 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2021年第1期122-131,共10页
针对空天飞行器再入制导问题,提出一种考虑禁飞区规避的分段预测校正制导方法。在再入段前期采用剩余航程作为目标函数,后期引入预测落点偏差作为目标函数进行制导指令求解,同时确定倾侧角幅值和符号,兼顾了计算效率与终端制导精度。在... 针对空天飞行器再入制导问题,提出一种考虑禁飞区规避的分段预测校正制导方法。在再入段前期采用剩余航程作为目标函数,后期引入预测落点偏差作为目标函数进行制导指令求解,同时确定倾侧角幅值和符号,兼顾了计算效率与终端制导精度。在此基础上,对于再入过程中的禁飞区规避问题,把禁飞区分为两类,增加了通过倾侧角幅值修正策略实现侧向规避制导的逻辑,可适用于无法单独通过倾侧角反转规避禁飞区的情况。最后,通过开展考虑再入初始状态和气动品质不确定性的蒙特卡罗仿真,验证了提出的分段预测校正制导方法可以有效引导空天飞行器规避禁飞区,与单段目标函数预测校正方法相比,具有更高的制导精度。 展开更多
关键词 空天飞行器 再入制导 禁飞区规避 分段目标函数 预测校正制导
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航空7050铝合金孔挤压强化及其响应特征研究 被引量:5
11
作者 钟达智 焦海涛 +2 位作者 徐颖珊 刘晓鹏 张岐良 《塑性工程学报》 CAS CSCD 北大核心 2023年第9期217-225,共9页
为深入理解航空7050铝合金机械连接接头孔挤压强化的力学响应特性,提出了多个不均匀性指标,结合数值模拟定量评估了挤压强化参数对残余应力分布不均匀性的影响;在交变加载条件下,同时从应力水平和应力幅值两个维度,定量分析了挤压强化... 为深入理解航空7050铝合金机械连接接头孔挤压强化的力学响应特性,提出了多个不均匀性指标,结合数值模拟定量评估了挤压强化参数对残余应力分布不均匀性的影响;在交变加载条件下,同时从应力水平和应力幅值两个维度,定量分析了挤压强化参数对结构应力响应的影响。结果表明:芯棒挤压后孔壁附近获得对疲劳性能有益的残余压应力,该应力沿厚度方向呈梯度分布,且当挤压量超过某临界值后其分布不均匀指标趋向平缓;纵向残余应力沿横向分布的特点是由孔壁附近较高的、存在大梯度变化且分布范围较窄的压应力转变为外侧的较低的、较为平缓且分布范围较宽的拉应力,且二者极值、残余压应力分布范围随挤压量的增大而增大;未经挤压试件的纵向加载应力由孔壁向外呈单调下降趋势,且孔壁应力集中系数高达3.7~4.1,而经孔挤压试件因挤压残余压应力效应其加载应力分布曲线不再是单调曲线,且高挤压量下孔壁应力甚至不及外侧应力的50%;高挤压量下卸载应力横向分布曲线与残余应力曲线几乎重合,但挤压量小于某临界值时孔壁附近的卸载应力低于残余应力;芯棒孔挤压只降低孔壁附近应力的大小,不改变其幅值。 展开更多
关键词 孔挤压 塑性成形 残余应力 疲劳强化 表面强化 应力幅值
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配点法和网格细化技术用于非光滑轨迹优化 被引量:10
12
作者 赵吉松 谷良贤 佘文学 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第11期1442-1450,共9页
针对非光滑轨迹优化问题,采用局部配点法开发出通用的轨迹优化方法(考虑NLP的规范化处理、稀疏特性和数值微分算法等),从细化效率、易用性和适应性等角度对基于数据压缩原理的网格细化技术进行改进,发展出通用的非光滑轨迹优化方法。采... 针对非光滑轨迹优化问题,采用局部配点法开发出通用的轨迹优化方法(考虑NLP的规范化处理、稀疏特性和数值微分算法等),从细化效率、易用性和适应性等角度对基于数据压缩原理的网格细化技术进行改进,发展出通用的非光滑轨迹优化方法。采用典型的非光滑轨迹优化算例对方法进行了验证,结果表明:(1)所述方法能够以较少的离散节点高精度、快速求解非光滑轨迹优化问题,在轨迹变化平坦区域采用较稀的网格,在轨迹变化剧烈区域加密网格;(2)采用控制变量作为网格细化函数能够捕捉到状态变量的剧烈变化特性;(3)采用局部配点法优化轨迹时,在非光滑区域应该加密网格而不宜分段优化。 展开更多
关键词 非光滑轨迹 优化 配点法 网格细化
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等离子体射流作用下光壁面超声速燃烧室点火试验研究 被引量:3
13
作者 唐井峰 向安定 +3 位作者 李寄 谢宗齐 鲍文 于达仁 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2021年第11期2531-2537,共7页
针对光壁面超声速燃烧室的点火需求,利用中心嵌入式等离子体射流,在模拟马赫6、总温1680K的直连式试验台上,实现了煤油燃料的可靠点火和稳定燃烧。研究了超声速燃烧室起动过程中等离子体建立与维持特征,获取了不同当量比下火焰传播与燃... 针对光壁面超声速燃烧室的点火需求,利用中心嵌入式等离子体射流,在模拟马赫6、总温1680K的直连式试验台上,实现了煤油燃料的可靠点火和稳定燃烧。研究了超声速燃烧室起动过程中等离子体建立与维持特征,获取了不同当量比下火焰传播与燃烧特性。试验表明:在自身工质的高压射流维持下,等离子体点火器可以在点火起动的不同压力变化环境中保持稳定;中心等离子体射流产生一定尺度的高温区域且含有丰富的自由基,其在恰当的混气当量比下会产生等离子体诱导火焰;诱导火焰沿燃烧室轴向传播并发展形成了稳定的超声速燃烧。 展开更多
关键词 超声速点火 等离子体 射流 超声速燃烧室 强化点火 试验研究
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航空涡轮发动机现状及未来发展综述 被引量:54
14
作者 焦华宾 莫松 《航空制造技术》 2015年第12期62-65,共4页
发动机是飞机的"心脏",被誉为航空工业"皇冠"上的"明珠",其先进性是衡量一个国家工业水平和能力的重要标志。历经半个多世纪的发展,航空涡轮发动机技术取得了巨大进步,推动了飞行器和航空工业的蓬勃发展... 发动机是飞机的"心脏",被誉为航空工业"皇冠"上的"明珠",其先进性是衡量一个国家工业水平和能力的重要标志。历经半个多世纪的发展,航空涡轮发动机技术取得了巨大进步,推动了飞行器和航空工业的蓬勃发展。未来,随着材料、制造等基础工业的发展,航空涡轮发动机将迎来新一代的飞跃。 展开更多
关键词 涡轮发动机 航空工业 航空发动机 工业水平 涡轮风扇发动机 控制系统 陶瓷基复合材料 涵道比 气动设计 燃气涡轮
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旋转爆震发动机轴向脉冲爆震模态的实验研究 被引量:1
15
作者 马虎 谢宗齐 +2 位作者 邓利 薛赛男 周长省 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第4期33-38,64,共7页
实验研究了环形燃烧室中的轴向脉冲爆震现象,结合高频动态压力测量以及尾部高速摄影,对轴向脉冲爆震模态的工作过程进行了分析。实验结果表明,对于氢气与空气混合物,当出口阻塞比大于或等于0.6且出口最小截面积处的质量通量大于200kg/(m... 实验研究了环形燃烧室中的轴向脉冲爆震现象,结合高频动态压力测量以及尾部高速摄影,对轴向脉冲爆震模态的工作过程进行了分析。实验结果表明,对于氢气与空气混合物,当出口阻塞比大于或等于0.6且出口最小截面积处的质量通量大于200kg/(m^2·s)时,燃烧室出现轴向传播的爆震波;爆震波在每个周期内将经历解耦与重新起爆的过程,出口截面反射的激波在燃烧室头部发展成为爆震波,并伴随剧烈发光现象。爆震波在周期内的平均传播速度与燃烧产物声速相当,采用线性声学理论可以对该模态下的工作频率进行较好的预测。 展开更多
关键词 旋转爆震发动机 轴向脉冲爆震 出口阻塞比 空气质量通量 工作频率
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三维内收缩前体/进气道设计参数影响规律研究 被引量:5
16
作者 徐锦 罗金玲 +1 位作者 戴梧叶 李超 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2014年第5期646-653,共8页
采用有旋特征线理论求解壁面压力分布可控的内收缩基准流场,再结合流线追踪,设计了五种不同位置的矩形捕获型线的三维内收缩前体/进气道。通过数值模拟,研究了进气道捕获型线的不同径向与周向位置对进气道性能与飞行器前体纵、航向气动... 采用有旋特征线理论求解壁面压力分布可控的内收缩基准流场,再结合流线追踪,设计了五种不同位置的矩形捕获型线的三维内收缩前体/进气道。通过数值模拟,研究了进气道捕获型线的不同径向与周向位置对进气道性能与飞行器前体纵、航向气动性能的影响规律。结果表明:三维内收缩前体/进气道产生了较大的力与力矩,对飞行器纵、航向操稳特性均有影响;捕获型线径向位置远离中心体时,有利于改善前体/进气道的纵、航向静稳定性;捕获型线沿周向位置变化时,对纵向静稳定性影响较小,捕获型线纵向面对称时,溢流口朝下,能显著提高有攻角时进气道的流量系数,但会产生较大抬头力矩,航向静稳定性也变差。 展开更多
关键词 高超声速内收缩进气道 流线追踪 前体/进气道一体化 气动性能
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基于网格细化技术的地球-火星转移轨道优化 被引量:2
17
作者 谷良贤 赵吉松 《中国空间科学技术》 EI CSCD 北大核心 2013年第6期17-25,共9页
文章从细化效率、易用性和适应性等角度对基于数据压缩原理的网格细化算法进行改进,与基于局部配点法开发的通用轨迹优化方法(考虑非线性规划的规范化处理、稀疏特性和数值微分算法)相结合,构建出一种非光滑轨迹优化方法。对地球—火星... 文章从细化效率、易用性和适应性等角度对基于数据压缩原理的网格细化算法进行改进,与基于局部配点法开发的通用轨迹优化方法(考虑非线性规划的规范化处理、稀疏特性和数值微分算法)相结合,构建出一种非光滑轨迹优化方法。对地球—火星转移轨道进行了优化,结果表明:所述方法能够高精度、快速求解地球—火星转移轨道优化问题,能够在轨道变化剧烈区域加密网格,在轨道变化平坦区域采用较稀的网格,具有较好的适应性和在线优化的潜力;采用控制变量作为网格细化函数即可捕捉到状态变量的剧烈变化;对于地球—火星转移轨道优化问题,推力方向角定义在[0,360°)比定义在[-180°,180°)更利于数值优化。 展开更多
关键词 配点法 网格细化 地球—火星转移轨道
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控制约束下的高超声速飞行器轨迹优化策略
18
作者 黄迅 陈柏屹 +3 位作者 彭寿勇 刘燕斌 杨犇 庞浩然 《系统工程与电子技术》 北大核心 2025年第5期1646-1654,共9页
高超声速飞行器因具有飞行速度快、机动性强等特点,其轨迹规划问题的研究需要考虑诸如飞行器燃油、飞行安全等多方面的影响因素和约束条件。采用一体化飞/推耦合飞行器建模,通过研究飞行器的控制约束条件,提出一种基于轨迹设计控制约束... 高超声速飞行器因具有飞行速度快、机动性强等特点,其轨迹规划问题的研究需要考虑诸如飞行器燃油、飞行安全等多方面的影响因素和约束条件。采用一体化飞/推耦合飞行器建模,通过研究飞行器的控制约束条件,提出一种基于轨迹设计控制约束的自适应伪谱法轨迹优化策略。仿真对比结果表明,改进后的轨迹优化策略能提供较大的控制裕度,保证了飞行器在爬升过程中的稳定性和可控性,在综合性能上更具优势。 展开更多
关键词 高超声速飞行器 约束条件 轨迹设计 轨迹优化 控制裕度
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壁面压力可控的基准流场设计参数影响研究与优化设计
19
作者 徐锦 罗金玲 戴梧叶 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第8期1732-1740,共9页
根据有旋特征线理论,设计了沿程壁面压力分布可控的轴对称基准流场,分析了Ma=6.5状态基准流场的设计参数(包括壁面前缘压缩角、中心体半径和壁面压升规律等)的影响规律。结果表明:前缘压缩角的增大会使基准流场的增压比增加、总压恢复降... 根据有旋特征线理论,设计了沿程壁面压力分布可控的轴对称基准流场,分析了Ma=6.5状态基准流场的设计参数(包括壁面前缘压缩角、中心体半径和壁面压升规律等)的影响规律。结果表明:前缘压缩角的增大会使基准流场的增压比增加、总压恢复降低;较小的中心体半径有利于减小内收缩比,提高流场起动性能;壁面压力梯度递增的基准流场的压缩效率高。最后,针对基准流场,建立了多项式响应面模型并利用多目标遗传算法进行优化,根据优化获得的Pareto最优前沿选取两个流场进行比较。和选定的流场长度、出口总压恢复系数基本不变的其中一流场相比较,另一流场的收缩比增加了9.5%,增压比提高了14%,喉道马赫数降低了约3.2%,说明优化结果可为选取性能优良的基准流场提供参考。 展开更多
关键词 高超声速 基准流场 壁面压力规律 响应面模型 优化设计
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高能量密度液体燃料的火箭发动机燃烧性能研究 被引量:13
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作者 刘毅 鄂秀天凤 +3 位作者 李智欣 徐旭 邹吉军 张香文 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第5期1169-1176,共8页
为进一步提升火箭发动机的燃烧性能,采用模型火箭发动机研究了四种高能量密度液体燃料及一种添加纳米铝颗粒的纳米流体燃料的燃烧性能,分析几种燃料的燃烧效率、比冲、点火延迟时间等燃烧特性,以及纳米颗粒的燃烧产物。结果表明,在氧燃... 为进一步提升火箭发动机的燃烧性能,采用模型火箭发动机研究了四种高能量密度液体燃料及一种添加纳米铝颗粒的纳米流体燃料的燃烧性能,分析几种燃料的燃烧效率、比冲、点火延迟时间等燃烧特性,以及纳米颗粒的燃烧产物。结果表明,在氧燃比为1.6~2.0的工况范围内,液体燃料的燃烧效率和质量比冲顺序为QC(四环庚烷)>HD-01>HD-03≈LGHD-03,密度比冲顺序为QC> HD-03≈LGHD-03>HD-01。QC燃料因其特殊的张力分子结构具备较高的密度、热值和化学活性,燃烧效率可达91.5%,质量比冲和密度比冲分别为230s和2276N·s/m3。向四环庚烷中添加15wt%纳米铝颗粒后,燃烧效率和质量比冲略有下降,但密度比冲可提高到2340N·s/m3,点火延迟时间较四环庚烷可缩短26ms,燃烧固体产物为碳,氧化铝和铝,纳米铝的燃烧效率约为91%。添加纳米铝颗粒的四环庚烷燃料是一种有潜力的新型液体高密度燃料。 展开更多
关键词 高密度液体燃料 纳米流体燃料 火箭发动机 燃烧性能 推进剂
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