高空风场偏差建模方法对运载火箭气动载荷计算和总体性能优化具有显著影响。目前工程常用方法未考虑不同高度层风速相关性,所得样本与实际风场特征存在差异,难以精确预示火箭气动载荷。提出将$U/V$风速分量建模为关于高度的非平稳高斯过程,基于大量历史风场样本统计分析实际风场在不同高度层的特征参数,利用扩展最优线性估计方法生成与实际风场具有相同分布的子样。结果表明提出的方法相比传统手段能够从形态上更加准确表征真实风场剖面。基于真实飞行器仿真程序对风致载荷进行计算,结果显示该方法对气动载荷裕度的预示误差远小于目前工程方法,对提升火箭运载效率和放行概率具有重要意义。

采用变形翼舵技术可解决导弹对发射平台尺寸强约束问题,改善导弹升阻比及弹道末段机动性能,实现飞行全程气动外形最优,适应多任务作战需求。对国内外变形翼舵技术发展进行了概述,介绍了变形翼舵方案组成,分析了导弹对变形翼舵技术的需求,提出了单次阶跃变形、往复伸缩变形、柔性连续变形三阶段技术发展路线以及各阶段的关键技术,为变形翼舵技术在导弹武器领域的深入研究和应用提供了参考。

飞行器折叠舵的展开及锁紧过程是多载荷综合作用的动态过程。对该动态过程进行仿真研究,建立了考虑气动载荷和摩擦作用的动力学仿真模型,通过对不同气动载荷工况下的模型进行动力学仿真,分析了气动载荷作用对展开及锁紧过程的影响;并通过空载展开试验,验证了动力学仿真模型的准确性。基于该模型,从载荷和能量维度分别应用角加速度法和角速度法,对不同气动载荷工况下摩擦做功进行了辨识。研究结果表明,摩擦力矩受气动载荷影响;摩擦做功随气动促进作用的增大而增大;角加速度法和角速度法辨识摩擦做功均合理。此次研究为飞行器折叠舵的设计与分析提供了理论参考。

火箭发射过程中燃料的不断减少导致火箭结构不断变化,结构的固有频率和模态振型也会随之变化。针对有限元模型的不准确性,以截面惯性矩为修正参数,不同状态下数值仿真结果与试验测试结果的误差最小为目标函数,建立多状态模型修正的优化模型。通过灵敏度分析和一阶泰勒展开对目标函数进行显式化处理,并利用序列线性规划求解得到设计变量的最优解。同时对于多状态结构,以多截面简支梁模型为例,利用锤击法对简支梁进行试验,设计磁吸重物方案模拟多状态模型,以单截面简支梁试验的前4阶频率为目标函数建立优化模型,经过修正将多截面简支梁模型修正为单截面简支梁模型,并且符合截面惯性矩与面积的比例,验证了多状态模型修正方法的准确性。

超重-星舰(Super Heavy-Starship)运输系统是美国太空探索公司(Space Exploration Technologies Corp., SpaceX)提出的两级完全可重复使用重型运载火箭。超重-星舰运输系统广泛应用机构技术以实现火箭的连接分离、气动控制、着陆缓冲等功能,同时采用高压冷气等取代传统火工品作为动力源。针对超重-星舰运输系统的着陆缓冲机构、栅格舵机构、阻力舵机构、级间分离机构、气驱机构,阐述机构组成、工作原理、设计思路、优缺点,总结SpaceX公司机构技术的创新点,分析中国运载火箭机构技术在研制及应用方面的差距和不足,并提出相应的发展建议。

针对膨胀循环氢氧发动机多次点火需求,开展了火炬式电点火系统方案论证和仿真研究,明确了较为合理的低压火炬式电点火系统方案,并完成整机级试验验证。结果表明,氢主阀打开瞬间点火室混合比波动较大,可能造成结构烧蚀;从氢涡轮前引气氢、氧泵后引液氧的方案烧蚀风险较小,但对发动机起动和稳态特性有一定影响。试验验证了仿真分析结果,实现了中国液体火箭发动机首次低压火炬式电点火起动,初步表明点火系统方案可行。

为了解决煤油末段密闭加注管路抽泄流程可能出现的加注精度及煤油品质的问题,通过分析管路内煤油变化的影响因素,讨论了压力和温度的变化引起的管路形变,构建了温度、管径、形变压力的热力学计算模型,试验验证了模型计算的准确性,根据模型数值计算结果,提出了抽泄流程优化措施,确保了加注管路抽泄流程的可靠性。

在多相电机的容错控制中,对于通过多约束求解获得的较为复杂的非正弦型容错电流一般采用滞环控制方法进行容错控制。电压空间矢量控制相对滞环控制具有转矩脉动小、能量消耗小的优势,在多相电机的控制中更为普遍。为解决非正弦型容错电流不能直接解耦变换以适用于电压空间矢量控制的问题,引入傅里叶变换并将非正弦型容错电流分解为基波电流与三次谐波电流,实现非正弦型容错电流的解耦变换,基于此推导解耦变换矩阵,采用仿真分析的方法来验证处理方法的正确性。结果表明这种处理方法可以解决多相永磁同步电机开路容错控制下的非正弦型容错电流无法直接解耦变换导致的无法直接适用于电压空间矢量控制的问题,以实现降低转矩脉动、提高电机电流平稳性的目标。

舰载平台在复杂海面风浪环境下保持姿态的稳定,是舰载武器工作的重要基础。针对舰载平台的姿态稳定控制,设计了自抗扰控制器提高了舰载平台对目标角度随动跟踪的精度,并保证了系统快速响应,抑制风浪扰动及负载扰动等不确定因素的影响。为进一步提高控制器的控制效果,提出粒子群算法进行了控制器的智能化参数寻优,经过仿真分析及样机试验验证了自抗扰控制器在提高系统随动跟踪快速性、精准性及鲁棒性的作用。

对固体运载火箭在铁路运输过程中出现侧翻异常工况下的安全性进行研究,在调研、分析多种减振吸能方案的基础上,提出了缓冲气囊和蜂窝金属组合的侧翻吸能系统技术方案。采用Hypermesh和LS-DYNA软件进行侧翻仿真计算,结果表明：该方案可将火箭侧翻跌落的加速度由27g 降为8.91g,发射筒与车厢的接触碰撞力由382.59kN降为无接触,可明显提高固体运载火箭在铁路运输侧翻等异常工况下的生存能力,为后续固体运载火箭专用铁路车的设计提供重要指导。

为分析光子晶体薄膜可见光、红外光谱与红外辐射关联特性,设计了可见光反射率不同、红外发射率相同的3种$\mathrm{{Ge}}/\mathrm{{ZnS}}$体系光子晶体薄膜。通过红外辐射特性仿真,讨论了3种薄膜分别处于真空环境和大气环境中太阳光照对薄膜红外辐射特性的影响规律。仿真结果表明,在存在太阳光照的前提下,可见光反射率不同会导致3种薄膜表面温度出现差异；对于红外辐射而言,针对3~5μm波段,高反射表面处于低温状态下会反射太阳辐射,对红外低可探测造成负面影响；针对8~${14\mu }\mathrm{m}$波段,当红外发射率足够低时,3种薄膜的红外辐射出射度较为接近。制备的样品反射光谱、长波红外热像测试结果表现出与仿真的一致性,验证了3种薄膜的红外低可探测效果。研究结果有助于认知光子晶体薄膜的可见光、红外光谱及其红外辐射关联特性,并为兼容雷达波的可见光、红外低可探测材料光谱设计和应用方案提供参考。

为了精确控制玻璃纤维增强塑料(Glass Fiber Reinforced Plastic,GFRP)/铝合金叠层的铆接干涉量,降低GFRP材料因铆接产生的损伤,需要对压铆力对干涉量的影响趋势进行研究。对$2\mathrm{A}{10}$材料${\Phi 4}\mathrm{\;{mm}}$铆钉在连接GFRP/$2\mathrm{A}{12}$铝合金叠层的电动伺服压铆过程及不同压铆力和预制孔下的铆接干涉量进行了有限元仿真分析,根据仿真结果开展了不同压铆力的压铆试验,对钉杆不同位置的干涉量进行了测量并做了微观检测分析。结果表明,同一预制孔下同测量位置的干涉量随着压铆力的增加而增大,同压铆力下干涉量沿叠层厚度方向(铆钉头向锻头方向)呈现递减趋势；选择$\mathit{Φ}$4.2mm预制孔、18.3$\sim$18.7kN压铆力能够获得理想干涉量且GFRP复合材料无明显损伤。

为提升运载火箭测试效率,优化射前测发流程,改变传统手动断开电缆进行漏电检测的方法,面向运载火箭远程漏电检测需求,开展了运载火箭中频交流供电线路的远程漏电检测技术研究,保持原有箭地供电线路,对漏电检测电路进行设计及精度计算分析,并采取自检测等设计提高系统的可靠安全性。经试验验证,该系统满足在线连续漏电检测不少于24h,精准漏电检测范围为500 kΩ~50 kΩ,漏电检测精度为±10%,具有高可靠、高精度、高效率等特点,并成功应用于大型低温运载火箭的测发流程中,对于提升运载火箭自动化测试水平、实现前端无人值守具有重要意义。

针对运载火箭电气系统供电电缆规模偏大、拓扑复杂、易引发跨级供电潜通路等问题,提出了一种电气系统模块化分级供配电方案。将运载火箭各级分别规划为一个独立的供配电单元,供配电单元内采用通用化设计,实现对内部负载的一体化供电;供配电单元间、电气系统箭地间、供电母线间电气隔离,以避免供配电单元间的电气耦合,彻底消除级间潜通路,降低设计难度,最终使得运载火箭电气系统供配电体制具备系统层级模块化特征和供配电单元即插即用能力,为未来电气系统供配电架构的标准化设计和运载火箭分级测试提供技术基础。

随着总线技术发展以及“航班化运输”对低成本、高可靠电气系统的需求日益增强,现场总线(Field Bus)逐渐受到航天领域的青睐。CAN总线作为应用最广泛的现场总线之一,已在导弹和火箭中有一定研究与应用,考虑到运载火箭与导弹的不同,针对CAN总线在运载火箭控制系统中的应用进行阐述。分析了研究必要性,并分别给出了适用于中大型、小型运载火箭的典型CAN拓扑,相应介绍了CAN中继技术以及CAN总线重构技术,随后结合某新一代运载火箭总线实际传输数据码流进行了CAN总线效率与负载率计算,并与同等条件下1553B总线进行了比较,其结果可为运载火箭电气系统设计人员提供更直接的参考。