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大载荷无人直升机（图）
大载荷 无人直升机
2024/10/29
核心技术：掌握了大载荷无人直升机的飞行控制技术、精准起降技术、设计技术，重点解决了大载荷无人直升机实用化飞行控制。成果体现形式：新装备。技术成熟度：实际环境应用验证。成果领先性：核心指标达到国际技术同等水平。
围绕国家空天发展战略和浙江省航空航天产业发展需求，聚焦材料和制造技术在空天飞行器领域的原始创新和工程应用，重点开展垂直起降快速进出空间运载器研发和先进材料特色的空天前沿交叉技术研究，下设新型特种飞行器系统研发、基于模型的系统工程技术、飞行器前沿交叉技术三个重点方向。
改进分解进化算法的飞行器动态火力分配
动态火力分配 分解多目标优算法 共轭梯度算法 高斯扰动
2019/4/17
为解决飞行器在一次性投放火力有限的情况下，如何动态分配多波次火力问题。将目标价值、目标威胁与火力分配相联系，建立动态火力分配多目标优化模型（DWTA）。在DWTA模型下包括数个子火力分配模型（SWTA），下一波次的SWTA由上一波次SWTA的打击效果作为输入来进行更新。改进了混合共轭梯度法的多目标分解进化算法（MOEA/D），提出加入高斯扰动来生成初始搜索点集合，并运用共轭梯度法进行搜索。运用算法...
CHALLENGES WITH OBSTACLE DATA FOR MANNED AND UNMANNED AVIATION
Obstacle data UTM U-Space Aircraft Drones Personal air vehicles
2018/11/9
The objective of this paper is to raise awareness about the significance of collecting and ensuring the quality of the obstacle data required for the safety of air navigation for both manned and unman...
针对尖楔前体（类乘波体）飞行器用嵌入式大气数据传感（FADS）系统存在建模困难及解算模型精度低的问题,首先采用BP神经网络建模代替传统的FADS系统空气动力学建模的方法，建立含有双隐含层的四层神经网络模型，然后通过合理选择网络结构参数及训练验证，对FADS系统的攻角进行解算，最后对驻点压力对算法精度的影响进行研究。结果表明，本文建立的含有双隐含层的四层神经网络模型精度较高，攻角测试误差小于0.2...
针对吸气式超声速导弹飞行过程多约束及强耦合的特性，研究了超声速导弹爬升段的轨迹优化设计问题。考虑吸气式推进系统与气动力、飞行轨迹的耦合，对超声速导弹冲压发动机的性能进行分析，揭示了吸气式发动机推力、静压裕度以及余气系数随飞行状态的变化规律；在考虑过载、动压、终端弹道参数及发动机参数等约束的条件下，建立多约束条件下的轨迹优化模型，提出一种适用于此类飞行器飞行轨迹与推力规律的优化设计方法，并对最小油耗...
以近地航天器轨道动力学为基础，建立变阻力系数大气摄动模型，设计了求解变阻力系数的算法。然后利用天宫一号飞行器的测轨数据进行计算，分析了空间实验室飞行高度的轨道特性，其中包括：大气模式密度误差、变阻力系数与空间环境关系、定轨残差和星历误差。在空间环境平静和磁暴的条件下，制定了多种求解变阻力系数的策略，解决了空间实验室长弧段定轨精度受限的问题，并在空间环境平静条件下实现了优于10米的定轨精度，在磁暴条...
基于速度增量修正的卫星入轨段外测数据定轨新方法
地月转移轨道 速度增量修正 精密定轨方法 轨道改进
2016/11/2
在传统的数值积分精密定轨方法基础上，提出基于器箭分离速度增量修正的定轨方法，实现了器箭分离前后两段外测数据的联合定轨。仿真计算结果和任务实战数据验证结果表明，该方法大大提高了地月转移轨道入轨段外测定轨精度，比传统初轨确定方法提高约一个数量级。
绳系空间太阳能电站动力学响应分析
微分-代数方程 绝对节点坐标方法 祖冲之类方法 约束哈密尔顿系统
2016/11/2
利用绝对节点坐标方法研究绳系空间太阳能电站在轨飞行的太阳能电池板动力响应。通过勒让德变换引入广义动量，在约束哈密尔顿体系下建立轨道、姿态和弹性振动耦合的动力学方程。基于祖冲之类方法的思想，结合辛龙格-库塔方法对微分-代数方程进行数值求解。数值算例说明本文建模方法和数值算法都是有效的，能很好地保持系统约束和能量。最后分析了绳长、平台系统的质量、轨道高度对于梁中点挠度和轴向平均应变的影响。
针对高超声速飞行器气动布局设计中气动设计与隐身设计矛盾的问题，采用高精度气动和隐身计算方法，建立了基于直接全局优化算法、二次曲线参数化方法和Kriging代理模型的多学科优化设计平台，并对典型高超声速布局升力体外形开展气动/隐身一体化优化设计研究。结果表明：升力体布局典型状态下升阻比由3.13提高到3.69，考虑垂直极化和水平极化状态，俯仰±30°的雷达散热截面（RCS）均值下降60%以上，表明该...
磁悬浮飞轮与机械飞轮干扰特性的对比分析
磁悬浮飞轮 机械飞轮 高速转子 干扰特性
2016/11/2
针对飞轮在工作过程中对航天器姿态控制精度和稳定度所产生的不利影响，提出使用干扰模型来对比分析和研究磁悬浮飞轮与机械飞轮的干扰特性。通过建立飞轮系统的数学模型，得到机械飞轮与磁悬浮飞轮的平动及转动的干扰特性，比较和分析两种飞轮干扰特性的相同点和不同点，运用试验对分析结果进行验证。研究结果表明，高速转子的不平衡振动是产生飞轮干扰的主要原因，机械飞轮由于支承的固有特性使得干扰的频率成分相对比较复杂，采用...
前向空腔的弓形激波特性研究
脱体距离 前向空腔 压力振荡 激波风洞
2016/11/2
在FD-14A激波风洞中Ma=10流场对前向空腔构型开展试验研究，应用高速阴影技术捕捉弓形激波的平均位置及振荡幅值，利用压力传感器测量空腔底部的脉动压力。在现有无空腔钝头体激波脱体距离预测方法的基础上发展了前向空腔构型的激波脱体距离预测方法，结合国外的试验测量结果与Organ-pipe理论，验证了这种方法的有效性和适用性，且该方法对激波脱体距离的预测结果与FD-14A风洞试验结果一致。此外，基...
一种近地航天器脉冲星地固系动力学定轨方法
X射线脉冲星 动力学定轨 地固系 地球引力势
2016/11/2
为改善近地航天器脉冲星导航的定轨精度，设计一种地固系动力学定轨方法。该方法结合了更精确的地球引力场模型，在求地球引力势梯度基础上引入惯性力，建立了地固系下轨道动力学方程；并结合脉冲相位量测，使用扩展卡尔曼滤波实现航天器轨道参数实时估计。此方法可以降低动力学方程非线性度，尤其适用于地球静止轨道卫星。通过数学仿真校验了新方法的有效性与精度。