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偏置斜切喷管固体火箭发动机推力计算方法 被引量：4
1
作者 王立武 李春艳 +2 位作者 李瑛 林志远 刘沛 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2020年第4期407-413,共7页
为了解决采用偏置斜切喷管固体火箭发动机推力计算的难题,采用微元分割的方法,建立了适用于此类发动机的推力计算方法,可对发动机的推力及推力偏斜角进行计算。结果表明,针对实验发动机,该计算方法的压强和推力计算精度在±5%以内,... 为了解决采用偏置斜切喷管固体火箭发动机推力计算的难题,采用微元分割的方法,建立了适用于此类发动机的推力计算方法,可对发动机的推力及推力偏斜角进行计算。结果表明,针对实验发动机,该计算方法的压强和推力计算精度在±5%以内,可作为此类发动机推力预示的依据。揭示了此类发动机推力偏斜角产生的原因,由于喷管斜切部分对发动机的轴向推力和径向推力产生了不同影响,引起发动机的推力偏离喷管扩张段轴线方向,形成了推力偏斜角。针对此类发动机,喷管斜切部分产生的发动机轴向推力可能是负推力,在此类发动机设计过程中,应该科学地选择喷管偏置角和喷管斜切角,从而降低由于喷管偏置斜切而带来的发动机损失。 展开更多
关键词 偏置斜切喷管 固体火箭发动机 推力 计算方法
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导弹突防后弹道机动调整策略强化学习 被引量：1
2
作者 樊博璇 陈桂明 +1 位作者 韩磊 李冰 《国防科技大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第2期94-103,共10页
针对弹道导弹中段突防后飞行弹道与标准弹道产生较大偏离的弹道机动调整问题,建立了机动调整时机策略最优化模型。设计了机动调整逆序Q学习算法,采用Tile coding逼近器编码状态特征空间,并对其进行线性逼近。构建了Q学习算法与蒙特卡罗... 针对弹道导弹中段突防后飞行弹道与标准弹道产生较大偏离的弹道机动调整问题,建立了机动调整时机策略最优化模型。设计了机动调整逆序Q学习算法,采用Tile coding逼近器编码状态特征空间,并对其进行线性逼近。构建了Q学习算法与蒙特卡罗方法相结合的逆序更新策略机制,以对导弹机动调整最优时机进行训练。仿真测试分析结果表明,在给定场景参数下,通过10000代强化学习算法训练得到的策略能够可靠地使用最少机动次数控制导弹突防后飞行弹道的调整决策,验证了方法的有效性。 展开更多
关键词 弹道导弹 中段突防 强化学习 Q学习 控制决策
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基于激光快速测量的大型薄壁壳体在机找正方法 被引量：1
3
作者 王卫玲 李俊峰 +4 位作者 李瑛 王永青 华小渝 马延枫 李特 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2020年第2期237-242,共6页
针对大型薄壁壳体卧式装配、加工过程中的精密测量和高效找正难题,提出了一种基于激光传感器的大型薄壁壳体(?2 m)在机测量及快速找正的方法。该方法采用高精度激光测距传感器和可编程逻辑控制器作为测量和采集设备,在机测量薄壁壳体装... 针对大型薄壁壳体卧式装配、加工过程中的精密测量和高效找正难题,提出了一种基于激光传感器的大型薄壁壳体(?2 m)在机测量及快速找正的方法。该方法采用高精度激光测距传感器和可编程逻辑控制器作为测量和采集设备,在机测量薄壁壳体装配状态下的位置姿态参数,并基于等弦高差滤波算法和圆拟合算法计算处理数据,拟合出壳体截面圆心偏移量、壳体轴线与机床主轴的同轴度误差及各测量截面的半径值。提出了一种基于螺栓编号和机床主轴角度对应的快速找正技术,根据数据处理结果可实现大型壳体的快速找正。在西门子开放式840D数控平台的系统上,开发出了一套大型薄壁壳体专用的在机测量及位姿调整系统,并在某型号的大型薄壁壳体在机测量与快速找正中实现应用。结果表明,所提方法与系统能够有效提高大型薄壁壳体装配精度与装配效率。 展开更多
关键词 大型薄壁壳体 在机找正 激光测量 装配精度
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一种适用于柔性接头摆动寿命的预估方法 被引量：1
4
作者 潘娟 万诺 +5 位作者 郗冰洁 李冰 屈转利 王才 史宏斌 效天祺 《固体火箭技术》 CAS CSCD 北大核心 2023年第3期375-382,共8页
根据柔性接头弹性件的实际工况,采用有限元方法模拟哑铃试样和四重片试样的循环受载情况,预估不同应变条件下试样的疲劳寿命。分析仿真结果发现,四重片试样在结构及受力状态等方面更符合柔性接头摆动疲劳测试工况。选取四重片为柔性接... 根据柔性接头弹性件的实际工况,采用有限元方法模拟哑铃试样和四重片试样的循环受载情况,预估不同应变条件下试样的疲劳寿命。分析仿真结果发现,四重片试样在结构及受力状态等方面更符合柔性接头摆动疲劳测试工况。选取四重片为柔性接头寿命表征件,并对其开展剪切疲劳寿命试验,发现随着应变增加橡胶的疲劳寿命减小。对比有限元预估试样件寿命与试验结果,循环次数相差13%以内,验证了该有限元寿命预估方法的正确性。文中所提出的有限元预估寿命方法可进一步应用于多种载荷情况下柔性接头的寿命预估,可节省试验成本,为柔性接头摆动寿命测试提供参考。 展开更多
关键词 固体火箭发动机 柔性接头 循环受载 寿命预估 摆动损伤
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基于两阶段自适应Wiener过程的剩余寿命预测方法 被引量：15
5
作者 董青 郑建飞 +2 位作者 胡昌华 李冰 牟含笑 《自动化学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第2期539-553,共15页
针对退化过程呈现两阶段特征的一类随机退化设备,现有剩余寿命预测方法不适用于测量间隔分布不均匀、监测数据的测量频率与历史数据频率不一致的情况,并且忽略了自适应漂移的可变性.鉴于此,提出了一种新的考虑个体差异性的两阶段自适应W... 针对退化过程呈现两阶段特征的一类随机退化设备,现有剩余寿命预测方法不适用于测量间隔分布不均匀、监测数据的测量频率与历史数据频率不一致的情况,并且忽略了自适应漂移的可变性.鉴于此,提出了一种新的考虑个体差异性的两阶段自适应Wiener过程剩余寿命预测模型与方法.首先,基于自适应Wiener过程分阶段构建随机退化模型,在首达时间意义下推导出寿命和剩余寿命解析式.然后,结合Kalman滤波技术和期望最大化算法进行参数自适应更新,同时利用赤池信息准则实现退化模型变点的辨识.最后,通过蒙特卡洛仿真和锂电池实例,验证了本文所提方法的有效性和实用价值. 展开更多
关键词 剩余寿命 两阶段自适应 WIENER 过程 期望最大化算法 赤池信息准则
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俯冲段高超声速飞行器有限时间协同制导律设计 被引量：6
6
作者 唐博 席建祥 +1 位作者 刘太阳 李冰 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2021年第10期2105-2117,共13页
针对多枚高超声速飞行器在俯冲段协同攻击一个固定目标或慢速移动目标的问题,基于有限时间理论设计了带有视线(LOS)高低角和视线方位角约束的协同制导律。首先,将俯冲段制导过程划分为横向和纵向2个方向;其次,在纵向视线方向,将所有参... 针对多枚高超声速飞行器在俯冲段协同攻击一个固定目标或慢速移动目标的问题,基于有限时间理论设计了带有视线(LOS)高低角和视线方位角约束的协同制导律。首先,将俯冲段制导过程划分为横向和纵向2个方向;其次,在纵向视线方向,将所有参与攻击的飞行器与邻居间的相对位置差值和视线速度差值作为误差项引入制导律;最后,为实现横向和纵向的视线角收敛,设计有限时间滑模制导律,并设计自适应干扰观测器估计时变扰动的上界。通过Lyapunov函数对提出的协同制导律给出详细的有限时间收敛证明,仿真实验结果验证了所设计协同制导律的正确性和有效性。 展开更多
关键词 协同制导律 高超声速飞行器 有限时间理论 滑模控制 自适应干扰观测器
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偏置斜切喷管对固体发动机推力特性的影响分析 被引量：2
7
作者 惠博 闫宝任 +2 位作者 李冰 刘英 王立武 《固体火箭技术》 CAS CSCD 北大核心 2021年第3期331-336,共6页
为了获得偏置斜切喷管主要结构参数对发动机推力特性的影响规律,采用内弹道计算方法,通过对比不同喷管结构参数下发动机的推力特性,研究了喷管斜切角度和喷管扩张半角对发动机推力及推力偏斜角的影响规律。结果表明,随着发动机斜切角度... 为了获得偏置斜切喷管主要结构参数对发动机推力特性的影响规律,采用内弹道计算方法,通过对比不同喷管结构参数下发动机的推力特性,研究了喷管斜切角度和喷管扩张半角对发动机推力及推力偏斜角的影响规律。结果表明,随着发动机斜切角度的增大,发动机轴向推力略有增大,仅增大1%,发动机径向推力和推力偏斜角减小明显,分别减小28%和100%,且几乎呈线性关系;随着喷管扩张半角的增大,发动机轴向推力明显增大,增幅为14.8%,推力偏斜角显著减小,降幅为29.1%,而发动机径向推力略有增大,但仅增大1.2%。此外,喷管斜切部分产生的发动机轴向推力可能为负推力,即在斜切部分产生的轴向推力小于零,在发动机设计过程中应该重点关注,以期实现喷管结构的优化设计。 展开更多
关键词 偏置斜切喷管 固体火箭发动机 推力
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固体推进剂燃气的粘度、定压比热容、热导率和音速研究 被引量：1
8
作者 赵康 顾靖伟 +2 位作者 刘朝阳 刘元敏 李青频 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2020年第2期174-179,共6页
为获得不同固体推进剂工作燃气的粘度(η)、定压比热容(cp)、热导率(λ)和音速(a)参数,补充现有数据不足,为其作为导弹和航天运载器等工程应用提供技术支持,采用最小吉布斯自由能法,对五种推进剂在900~3500 K温度范围和5~15 MPa压力范... 为获得不同固体推进剂工作燃气的粘度(η)、定压比热容(cp)、热导率(λ)和音速(a)参数,补充现有数据不足,为其作为导弹和航天运载器等工程应用提供技术支持,采用最小吉布斯自由能法,对五种推进剂在900~3500 K温度范围和5~15 MPa压力范围内的粘度、定压比热容、热导率和音速进行了研究,并拟合出计算方程。不同推进剂的粘度和定压比热容的相对拟合偏差基本在±2%以内,热导率和音速最大的相对拟合偏差基本在±4%以内。研究结果表明,根据计算模型所获得的结果比较准确可靠,并且能够满足工程应用的精度要求,因而所获得的计算方程可为固体推进剂的工程应用提供基础热物性数据。 展开更多
关键词 固体推进剂 粘度 定压比热容 热导率 音速
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高超声速再入飞行器气动布局多目标优化 被引量：1
9
作者 樊博璇 陈桂明 曹逸群 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第7期1639-1650,共12页
气动布局的多目标优化是飞行器设计中的关键技术。提出一种新的高超声速再入飞行器气动外形参数的多目标优化方法,证明外形优化对高超声速流下飞行器性能的影响。通过实例仿真对飞行器所受阻力和升力对制导性能影响进行详细验证分析,将... 气动布局的多目标优化是飞行器设计中的关键技术。提出一种新的高超声速再入飞行器气动外形参数的多目标优化方法,证明外形优化对高超声速流下飞行器性能的影响。通过实例仿真对飞行器所受阻力和升力对制导性能影响进行详细验证分析,将飞行器落点圆概率偏差、末速大于500 m/s的占比、最大飞行过载小于60g的占比这3个性能指标作为优化目标,将升力特性作为中间参数,将气动布局优化问题分解为2个子问题,通过基于搜索算法的升力特性优化和基于改进的模拟退火算法的外形参数优化,减少优化计算时间、提升计算效率、实现对飞行器主体和襟翼的气动布局优化、获得高超声速流下的最佳飞行器外形。仿真结果表明:在确定的约束条件下,优化算法增加了飞行器在超音速流下的气动升力,有效提高了升阻比。在不影响最大飞行过载的前提下,优化后的飞行器表现出更高的气动性能,显著提升了命中精度,同时末速也满足指标要求,制导系统性能得到有效改善。 展开更多
关键词 高超声速再入飞行器 气动布局 升力特性 模拟退火组合优化算法 优化设计
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