水平空中发射固体有翼运载火箭轨道设计与优化

根据水平空中发射固体有翼运载火箭的飞行特点,提出了一种飞行程序角的工程设计方法,并给出了三级飞行段及滑行段飞行程序角的表达式,建立了发射轨道优化模型,应用基于方向的遗传算法对其发射轨道进行了优化。该方法适用于水平空中发射固体火箭方案论证和初步设计。

水平空中发射固体有翼运载火箭总体/动力/气动/轨道一体化设计与优化

综合考虑固体火箭发动机设计、带翼火箭气动外形设计、轨道设计和总体特性相互作用相互影响的情况下,建立了水平空中发射固体有翼运载火箭总体/动力/气动/轨道一体化设计优化模型和系统分析模型。测试了系统分析软件,应用基于方向的遗传算法优选了某水平空中发射固体有翼运载火箭28个设计参数。结果表明,计算结果与工程实际结果吻合较好,优化设计效果明显,优化所得火箭起飞质量是原方案的84.32%。

基于遗传算法的多级固体火箭总体/发动机一体化设计优化研究

在综合考虑发动机设计、火箭气动特性和外弹道关系的情况下,建立了多级固体火箭总体发动机一体化设计优化模型。该模型具有如下特点:一是不能保证目标函数和约束是凸集上的凸函数,存在“多峰”现象,二是设计变量含连续/离散混合设计变量。根据上述特点,优化方法选用遗传算法,并对遗传算法进行了改进研究,给出了一种改进的基于方向的变异算子。应用该算法完成了某三级固体火箭总体/发动机十五个设计参数的优选,取得了满意结果。

微小型固体火箭发动机点火特性试验

设计了一种适用于某微小型固体火箭发动机的点火器 ,对某微小型固体火箭发动机的点火特性进行了大量试验研究 ,引入了初始点火压强的概念 ,找出了影响点火延迟时间散布的主要规律 。

活塞式分离火工装置分离特性的仿真与试验研究

建立了活塞式分离火工装置分离过程的仿真模型,对活塞式分离火工装置在两种边界条件下的分离特性进行了数值仿真,找出了影响活塞式分离火工装置分离速度和分离过载的主要设计因素。试验结果表明:该模型精度较高,具有较强的工程应用价值。

约束处理策略对遗传算法优化性能的影响

根据遗传算法处理带约束优化问题时常用的拒绝策略或惩罚策略的优势与不足,提出一种“自适应拒绝+惩罚”相结合的约束处理策略,分别采用3种不同约束处理策略完成了空中发射运载火箭的优化设计,并对优化结果进行了比较。结果表明,对于约束严的优化问题,拒绝策略收敛速度较慢;惩罚策略中罚函数的形式对优化结果影响较大;“自适应拒绝+惩罚”策略拒绝所有约束破坏程度超过容许范围的非可行解,并对约束破坏程度在容许范围内的非可行解进行惩罚,可大大改善遗传算法处理严约束优化问题的优化性能。

下沉角及下沉角速度对气象火箭射高的影响

建立了以不同时滑离方式发射的火箭的仿真模型 ,对某气象火箭在考虑下沉角及下沉角速度时的飞行轨迹进行了数值仿真。计算结果表明 :下沉角及下沉角速度对气象火箭射高有一定影响。

变化风场对气象火箭射高的影响

建立了变化风场的气动力模型 ,讨论了风梯度的气动力效应。对气象火箭在弹道风和变化风场中的飞行轨迹进行了数值仿真。计算结果表明 :该模型正确合理 ,与实际飞行结果吻合好。

正交设计遗传算法在固体火箭优化设计中的应用

提出了一种基于正交设计的遗传算法,给出了其在固体火箭优化设计中的一个应用实例。结果表明:对于固体火箭优化设计问题,该算法可有效减少搜索次数,加快收敛速度。

蒙特卡洛法在火箭简控系统设计中的应用

建立了火箭弹道仿真模型。用蒙特卡洛法对简控火箭在无控条件下进行了模拟打靶。从其所有成功子样中统计出了火箭运动参数在主动段一系列时间点上的容许偏差。分别以上述时间点为起点，综合考虑运动参数偏差及其它随机偏差的影响，对落点散布进行了仿真分析。找出了合适的简控时间终点及其运动参数容许的偏差范围，为简控系统的设计提供了直接依据。

变化风场中飞行器在气流坐标系中的质心运动方程

变化风场中飞行器在气流坐标系中的质心运动方程孙丕忠谢祖源（国防科技大学航天技术系，长沙４１００７３）列写飞行器质心运动方程，为分析问题的方便，往往把它们投影到不同的坐标系中去．以往许多有关飞行力学与弹道学的文献［１，２］，大都给出了飞行器在各种不同坐...

末修姿控段战略导弹弹道仿真模型及散布分析

导出了适用于末修姿控段弹道仿真的数学模型，用求差法算出了由于后效冲量及其偏差引起的主动段终点参数散布，找出了引起散布的主要因素，为现有及未来战略导弹的精度分析提供了直接依据．

非线性振动分析中的正交函数法

本文根据谐波平衡法假设周期解的基本思想，提出了一种分析非线性振动特性的正交函数法。将位移展开为谐波的级数形式，根据线性模态和三角级数的正交性导出了一组形式简单的特征方程。有效地解决了平方非线性系统存在漂移项的困难，算例表明：本文方法精度高，收敛快，工作量小。

基于进化搜索策略的并行子空间设计算法

并行子空间设计是一种有效的多学科设计优化算法,但其搜索策略存在两点不足:一是寻找全局最优解能力有限,二是计算复杂。为弥补上述不足,将遗传算法应用到CSD算法中,提出了一种基于进化搜索策略的CSD算法。介绍了该算法的设计流程,应用该算法对一测试问题进行了优化,取得了满意结果。

van der Pol振子在负反馈作用下的动力性态分析

本文从非线性振动理论和反馈控制论的角度研究了ｖａｎｄｅｒＰｏｌ振子在负反馈作用下的动力性态，用中心流形法和形式级数法分析了ｖａｎｄｅｒＰｏｌ振子的局部稳定性和Ｈｏｐｆ分叉行为，用Ｒｕｎｇｅ─Ｋｕｔｔａ法给出了仿真结果。

考虑质心流动与偏移的通用弹道仿真模型

引入了质心坐标系的概念,对弹体坐标系的定义作了适当修正。

跳跃式导弹弹道设计与优化

详细介绍了跳跃式导弹的概念及其特点,并针对某二级导弹(一级为固体火箭发动机,二级为间隔可调双脉冲固体火箭发动机),根据跳跃式导弹的飞行特点,提出了一种飞行程序角的设计方法,给出了飞行程序角的表达式,并建立了跳跃式弹道优化模型。在跳跃式导弹概念设计阶段,在总体参数给定的情况下,弹道的设计与优化能最大限度地提高导弹的性能,利用混合遗传算法对跳跃式导弹弹道进行了较详细全面的设计与优化,并作了比较。结果表明,该方法适用于跳跃式导弹方案论证和初步设计。

助推-滑翔导弹总体一体化优化设计

综合考虑固体火箭发动机设计、弹道设计和总体特性相互作用和相互影响,建立了新概念助推-滑翔导弹总体一体化设计优化模型和系统分析模型。应用遗传算法优化了19个设计参数,并与弹道导弹优化结果进行了比较。结果表明,助推-滑翔导弹具有很强的机动突防能力,且具有增程能力。

大型捆绑助推器总体/动力/轨道一体化设计与优化

在综合考虑固体火箭发动机设计、轨道设计和总体特性相互作用、相互影响的情况下,建立了捆绑助推器总体/动力/轨道一体化设计优化模型和系统分析模型,并应用遗传算法完成了某大型捆绑助推器6个设计参数的优选。结果表明:本文方法优化设计效果明显,优化所得助推器质量比原方案减轻了17.7%。

跳跃式弹道性能分析

利用数学仿真计算了由重力、攻角等因素引起的跳跃式弹道的速度损失,分析了跳跃式弹道速度利用率、射程和突防能力等性能,并与抛物线弹道进行了比较.结果显示,相比于抛物线弹道,跳跃式弹道的速度利用率、射程有所降低,但其包括助推段、飞行中段、再入段在内的全程突防能力都显著提高,且在总冲量保持不变的情况下,通过合理分配推力、工作时间和攻角,可以最大限度地达到速度利用率、跳跃幅度和射程的最优效果.