基于线性回归近似替代模型的分布式卫星系统不确定性分析方法

分布式卫星系统在空间科学领域具有广泛的应用前景，同时也对概念设计阶段的分析工作提出了更高的要求.在分布式卫星系统概念设计阶段，评价不确定性参数对于最终探测效能的影响有着重要的工程应用价值.传统的不确定性分析方法存在解析困难、数值模拟计算效率低且耦合关系表征不明确的缺点.本文结合概念设计阶段不确定性分析的特点和需求，提出一种线性回归近似替代模型，将不确定性参数对于探测效能影响的结果计算降维为一个线性组合系数的求解问题.利用一个空间多点探测物理场分界面任务作为典型事例进行仿真验证，结果表明，相比传统数值模拟方法，本文方法在计算效率上具有明显优势且对关键不确定性参数有一定识别作用.      

装备体系贡献率评估方法探究

未来装备必须坚持体系化发展,并通过贡献率评估明确在体系中的地位和作用。明确了装备体系贡献率的定义和评估意义,分析了定性评估法、基础技战术指标比较法、综合技战术指标灰靶比较法、基于装备体系的网络层次分析法、基于体系仿真及效能评估法等装备贡献率评估方法,并给出了灰靶比较法、网络层次分析法具体评估实例。同时,结合各评估方法特点,提出了网络层次分析法、体系仿真及效能评估法相结合的改进综合评估方法流程,实现装备体系贡献率的准确评估。     

引气结构对二元塞式喷管冷却和红外辐射特性的影响

为降低加力状态下二元塞锥表面温度和喷管红外辐射强度，对塞锥进行冷却结构设计。采用数值模拟的方法对比分析了引气结构、冷却通道高度和冷气入口总压比对塞锥冷却和喷管红外辐射特性的影响。结果表明：塞锥冷却后其表面温度和喷管红外辐射强度显著降低；引气腔内无冲击板时，引气角度的改变引起射流核心区位置的变化，造成塞锥头部和前缘展向温度分布差异明显，引气角度为90°时塞锥表面最高温度要比30°和60°的模型高50K；加装冲击板后，冷却通道内的流量分配和塞锥前缘的展向温度分布得到有效改善、塞锥头部的换热得以增强，但同时会引起较大的总压损失，因此相同入口总压比下，加装冲击板后冷却流量降低、塞锥外表面温度升高；随着冷却通道高度增大，冷气流量增加、流速降低，故存在一个最佳通道高度使得塞锥冷却效果最好；以塞锥无冷却为基准，入口总压比为1.0～1.8时，塞锥外表面最高温度降低了470～590K,0°探测角上红外辐射强度降低了25%～33%。     

基于有限元的单机耐压结构优化设计

针对某单机适应瞬时高压环境使用性的结构设计需求,应用PROE软件进行结构及优化设计、ANSYS有限元软件进行仿真分析、实验验证相结合的方式进行耐高压结构设计,经验证结构符合高压环境使用要求。这种结构及优化设计、有限元仿真分析与实验验证相结合的设计方式可有效保证单机结构强度满足环境适应性,为今后的耐高压结构设计提供了方法与方向。     

微小型热层大气风场仪能量分析器设计优化

为满足低轨航天器高精度大气阻力分析及热层-电离层耦合机理研究需求,需要开展基于皮纳卫星的热层大气全球组网探测。文章对一种基于平行平板式静电场能量分析器的热层大气风场仪原理进行分析,指出其可获得热层大气沿着和垂直于卫星轨迹的风速,并利用COMSOL多物理场仿真软件对能量分析器进行优化设计,使得离子的能量分辨率和最大通过率分别较优化前提高1倍和1.5倍。     

直升机新型旋翼翼型气动特性与布局分析

利用结构网格计算流体力学(Computational fluid dynamics ,CFD)的翼型气动特性分析方法开展旋翼翼型气动特性计算。通过RAE282，NACA0012，OA212，OA207等翼型压力分布、升力和阻力等特性计算结果与试验结果的对比分析，验证了计算方法的准确性，并进一步完成了HF系列旋翼翼型的气动特性计算。基于翼型的气动特性，采用时间步进自由尾迹的旋翼气动性能分析方法开展旋翼桨叶翼型的气动布局优化设计，对悬停和前飞条件下的旋翼开展计算分析，得到两种条件下的旋翼气动特性。而后通过本文建立的优化方法开展旋翼翼型布局优化设计。     

150 N气氧/煤油发动机涡流冷却技术试验

为探索百牛量级姿控发动机采用气氧/煤油涡流冷却推力室的可行性,开展了涡流冷却技术的试验验证工作。在理论分析和数值仿真的基础上,完成了150 N气氧/煤油涡流冷却推力室设计。数值仿真结果表明:内旋流区域占燃烧室直径D_c的87.8%,燃烧化学反应发生在39%～81%R_c的环形区域。经热试考核,燃烧室点火可靠,工作稳定,燃烧效率达0.91;形成了有效的气膜冷却,壁面和头部热防护可靠,充分验证了内外双漩涡结构的存在。