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数字时代的航天系统工程

机械工程学报 2024年第14期60卷 206-214页

作者：王国庆熊焕侯俊杰中国航天科技集团有限公司北京100048 中国航天科技集团有限公司信息中心北京100048 中国航天系统科学与工程研究院北京100037

航天系统工程方法围绕型号研制总体最优目标,对型号产品研制全过程和涉及的管理要素进行全方位的科学组织管理,是支撑我国航天事业成功的重要法宝。进入数字时代,面对航天强国建设和高质量发展的新要求、新挑战,必需深入研究构建数字时... 详细信息

航天系统工程方法围绕型号研制总体最优目标,对型号产品研制全过程和涉及的管理要素进行全方位的科学组织管理,是支撑我国航天事业成功的重要法宝。进入数字时代,面对航天强国建设和高质量发展的新要求、新挑战,必需深入研究构建数字时代航天系统工程理论方法体系。在对航天系统工程的形成、发展和基本方法论述的基础上,提出数字时代航天系统工程的概念、特征和总体框架,对其转型变革进行系统分析总结。在新一代信息技术的赋能下,航天系统工程将实现以模型取代文档成为技术状态控制和质量管理的重要载体,以高效的在线协同实现研制和管理效率提升,以数据驱动实现精细化管控和科学决策,组织管理趋向于扁平化、融合化、敏捷化和协同化。在组织管理、使能工具、研制模式、质量管理、决策方式、供应链管理等方面将发生深刻变革。以上理论方法体系的提出,结合航天重大任务探索实践,为型号工程管理水平和科研生产能力提升提供理论方法支撑。

关键词：数字时代航天系统工程数字化转型研制模式变革管理变革

基于Allan方差的改进自适应滤波SINS/GNSS导航算法

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传感技术学报 2024年第5期37卷 818-824页

作者：祁帅贾继超寇得民刘鑫牟含笑航天科技集团九院16所陕西西安710100

针对系统噪声和量测噪声均发生变化时,现有自适应卡尔曼滤波容易发散导致SINS/GNSS导航精度下降的问题,提出了一种基于Allan方差的改进自适应滤波SINS/GNSS导航算法。该方法在对自适应滤波进行改进的基础上,结合Allan方差估计法计算量... 详细信息

针对系统噪声和量测噪声均发生变化时,现有自适应卡尔曼滤波容易发散导致SINS/GNSS导航精度下降的问题,提出了一种基于Allan方差的改进自适应滤波SINS/GNSS导航算法。该方法在对自适应滤波进行改进的基础上,结合Allan方差估计法计算量测噪声协方差阵,克服了自适应滤波中噪声参数耦合以及高维度系统出现奇异性导致滤波发散问题,并利用残差χ2故障检测法对系统状态进行判断,对遗忘因子进行动态调整,对噪声特性跟踪效果更快速,相比其他改进方法简单易实现。仿真结果表明,与卡尔曼滤波,Sage-Husa自适应滤波相比,所提出的算法对噪声有较好的估计效果,且导航精度更高,滤波稳定性更好,速度均方误差平均可比传统Kalman滤波提高49.06%,较Sage-Husa自适应滤波提高27.19%;位置均方误差平均可比传统Kalman滤波提高41.12%,较Sage-Husa自适应滤波提高19.79%。

关键词：组合导航改进自适应滤波 Allan方差遗忘因子

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基于双惯导协同的误差参数估计与融合算法

中国惯性技术学报 2024年第4期32卷 319-325,335页

作者：贾继超祁帅夏家和寇得民刘鑫航天科技集团九院16所西安710100 西安飞行自动控制研究所西安710065

针对无外界参考信息的双惯导系统长期使用后系统参数发生变化导致导航精度降低,且系统间缺少信息融合的问题,提出了一种同等精度双惯导协同误差估计与信息融合算法。首先以两套旋转式惯导间相对速度误差与位置误差作为观测量,建立包含... 详细信息

针对无外界参考信息的双惯导系统长期使用后系统参数发生变化导致导航精度降低,且系统间缺少信息融合的问题,提出了一种同等精度双惯导协同误差估计与信息融合算法。首先以两套旋转式惯导间相对速度误差与位置误差作为观测量,建立包含陀螺和加速度计零偏的导航误差模型。然后分析了不同转序下各状态量的可观测性,采用Kalman滤波对各参数进行有效估计,估计完成后对双惯导系统进行误差补偿及信息融合。仿真结果表明,所提算法对陀螺零偏估计精度优于0.002(°)/h,加速度计零偏估计精度优于4μg,在抑制误差发散的同时,提高了旋转式惯导导航精度。

关键词：双惯导系统旋转调制误差估计数据融合

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火箭发动机增压系统关键换热参数辨识

航空动力学报 2024年第4期39卷 224-233页

作者：张效溥李志敏徐鹏里李春晓王振剑中国航天科技集团有限公司上海宇航系统工程研究所上海201109

针对火箭增压系统设计过程中关键换热参数难以确定的问题,提出1种基于混沌自适应粒子群算法(ACPSO)的增压系统换热参数辨识方法。建立了考虑换热模型的液体火箭增压系统非线性数学模型,通过灵敏度分析筛选出待识别参数,采用含有早熟抑... 详细信息

针对火箭增压系统设计过程中关键换热参数难以确定的问题,提出1种基于混沌自适应粒子群算法(ACPSO)的增压系统换热参数辨识方法。建立了考虑换热模型的液体火箭增压系统非线性数学模型,通过灵敏度分析筛选出待识别参数,采用含有早熟抑制和惯性权重自适应调节策略的粒子群方法对选定参量进行辨识,对引入了权重衰减机制的方均根目标函数进行优化。结果表明:辨识后的仿真曲线与实测曲线具有良好的一致性,氧箱增压电磁阀打开时间仿真值与实测值偏差低于3%,气瓶1次飞行结束温度仿真值与实测值仅相差2.4 K。将辨识结果应用于某相似的新研型号,气瓶设计容积和质量相比绝热假设的设计方案降低了32 L和11.6 kg,有效减少了由设计过度冗余造成的额外试验和设计迭代成本。

关键词：系统工程传热粒子群算法参数辨识火箭增压系统

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氢氧燃气发生器低频燃烧稳定性仿真分析

航空动力学报 2024年第8期39卷 145-153页

作者：张亚田原潘亮孔维鹏中国航天科技集团有限公司北京航天动力研究所北京100076 中国航天科技集团有限公司低温液体推进技术实验室北京100076

针对某氢氧火箭发动机燃气发生器热试车参数存在约200~230 Hz较明显脉动的现象,建立了低频燃烧稳定性仿真数学模型,来分析是否发生了燃烧时滞相关的极限循环低频不稳定燃烧。不同燃烧时滞、喷注器压降和燃烧室容积条件下的仿真结果显示... 详细信息

针对某氢氧火箭发动机燃气发生器热试车参数存在约200~230 Hz较明显脉动的现象,建立了低频燃烧稳定性仿真数学模型,来分析是否发生了燃烧时滞相关的极限循环低频不稳定燃烧。不同燃烧时滞、喷注器压降和燃烧室容积条件下的仿真结果显示:由燃烧时滞引起的低频不稳定燃烧频率显著低于试验结果,试验中低频脉动可能是受到了供应管路声学频率的扰动。进一步分析表明:决定燃烧系统稳定性的关键参数是燃烧时滞与燃气停留时间的比值,当该比值大于临界值时系统趋于不稳定,相反系统趋于稳定。基于仿真数据拟合形成了系统固有频率计算的半经验公式,系统固有频率随着燃烧时滞与燃气停留时间之和增大而降低。获取了在不同压降占比下的稳定边界,随着喷注器压降占比的增大,系统由稳定转为不稳定的燃烧时滞与燃气停留时间的临界比值越大。

关键词：液体火箭发动机低频燃烧稳定性燃气发生器固有频率稳定边界

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中国航天:星空浩瀚探索不止

求是 2024年第14期 59-64页

作者：包为民中国科协中国科学院航天科技集团科技委

宇宙、太空,浩瀚且深邃,承载着人类从古至今的伟大梦想。太空探索是人类对宇宙奥秘的探究和求索,是人类文明进步的重要驱动力。在文明进步的历史中,航天科技书写了人类从地球走向浩瀚宇宙的壮丽诗篇。在国家发展的征程上,航天力量拓展... 详细信息

宇宙、太空,浩瀚且深邃,承载着人类从古至今的伟大梦想。太空探索是人类对宇宙奥秘的探究和求索,是人类文明进步的重要驱动力。在文明进步的历史中,航天科技书写了人类从地球走向浩瀚宇宙的壮丽诗篇。在国家发展的征程上,航天力量拓展了人们的生存空间、维护了国家的发展安全。

关键词：太空探索航天科技文明进步中国航天驱动力生存空间伟大梦想

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液体火箭发动机高频燃烧不稳定问题综述

航空学报 2024年第11期45卷 106-132页

作者：汪广旭李斌谭永华高玉闪西安航天动力研究所航天液体动力全国重点实验室西安710100 中国航天科技集团航天推进技术研究院西安710100

高频燃烧不稳定现象诱发的大幅值压力振荡严重威胁液体火箭发动机可靠性,为此,国内外开展了大量深入的研究工作。为了提高对此类问题及相关研究的整体认识,系统阐述了液体火箭发动机高频燃烧不稳定问题的主要特点、关键物理机制、研究... 详细信息

高频燃烧不稳定现象诱发的大幅值压力振荡严重威胁液体火箭发动机可靠性,为此,国内外开展了大量深入的研究工作。为了提高对此类问题及相关研究的整体认识,系统阐述了液体火箭发动机高频燃烧不稳定问题的主要特点、关键物理机制、研究思路等,重点梳理了国内外在液体推进剂燃烧子过程响应机理方面的研究工作,明确指出了燃烧速率控制过程对于此类问题分析的重要意义。在此基础上,详细总结了液滴蒸发和射流掺混作为速率控制过程的高频燃烧不稳定问题数值仿真研究进展,仔细归纳了线性和非线性理论解析分析方法面临的挑战,简要介绍了基于非线性动力系统的分析方法在揭示高频燃烧不稳定非线性行为以及稳定性裕度评估方面的重要潜力。最后,针对不同工程控制措施的内在联系、应用情况等进行了分析,特别强调了燃烧释热分布控制的重要性。

关键词：液体火箭发动机高频燃烧不稳定燃烧响应速率控制过程燃烧释热分布控制

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近地场景下爆炸型烟雾弹结构仿真方法

兵工学报 2024年第9期45卷 3125-3134页

作者：闫鹏温荣臻盛庆红王博李俊南京航空航天大学航天学院江苏南京210016 中国航天科技集团有限公司系统工程部北京100048

爆炸型烟雾弹在反制红外武器、保护高价值军事目标方面具有重要意义。目前绝大多数的烟雾仿真模型未考虑到爆炸的矢量信息和近地粒子扩散效果,在壁面效应与空气湍流现象显著的近地场景下对爆炸型烟雾仿真的真实性较低。针对现有方法,在... 详细信息

爆炸型烟雾弹在反制红外武器、保护高价值军事目标方面具有重要意义。目前绝大多数的烟雾仿真模型未考虑到爆炸的矢量信息和近地粒子扩散效果,在壁面效应与空气湍流现象显著的近地场景下对爆炸型烟雾仿真的真实性较低。针对现有方法,在近地场景下对爆炸型烟雾弹仿真精度差的问题,提出一种近地场景下的爆炸型烟雾弹结构模型仿真方法。该方法利用粒子位置信息代替粒子模型的生命周期,以高斯烟团模型为基础,构建了基于爆弹方向和壁面效应的近地烟雾爆炸模型,以提高对近地烟雾弹爆炸场景仿真的精确性。在仿真的图像上采用结构相似度(Structural Similarity,SSIM)分析,经过最佳参数选取实验后,SSIM值达到0.9443,标准差为±0.0005。对比粒子系统-高斯烟团模型、椭球爆炸模型和爆炸型烟雾弹模型,分别高出0.0112、0.1329和0.0063。实验结果对比表明,新模型在烟雾仿真中具有明确的方向信息,对烟雾湍流和壁面效应的细节表达能力更强,对近地烟雾弹爆炸场景的仿真具有更高的精确性。

关键词：爆炸型烟雾弹烟雾仿真粒子系统高斯烟团模型向量法

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充气式返回舱化学非平衡仿真分析

国防科技大学学报 2024年第3期46卷 79-87页

作者：何青松王广兴冯瑞董海波黄明星贾贺北京空间机电研究所北京100094 中国航天科技集团有限公司航天进入、减速与着陆技术实验室北京100094

采用空气五组分模型对充气式返回舱的气动特性进行了化学非平衡数值模拟研究,考察了返回舱外形变化对流场温度和压力的分布以及壁面热流密度和压强的影响,分析了流场中组分分布情况。研究结果表明,外形变化在总体上对返回舱流场特性影... 详细信息

采用空气五组分模型对充气式返回舱的气动特性进行了化学非平衡数值模拟研究,考察了返回舱外形变化对流场温度和压力的分布以及壁面热流密度和压强的影响,分析了流场中组分分布情况。研究结果表明,外形变化在总体上对返回舱流场特性影响较小,会使舱体壁面处的热流密度有所增加;对流场组分分布的研究发现,由于N 2比O 2更难解离,在整个流场中N的摩尔分数远低于O的摩尔分数;在目前的计算条件下,沿轴线和壁面的氮氧比与来流基本保持一致。仿真结果在总体上与实验结果符合较好,验证了仿真模型的可靠性。

关键词：充气式返回舱化学非平衡外形变化组分分布数值模拟