轴对称及二元喷管RCS的数值模拟

利用物理光学迭代法独立设计程序,采用前后向算法并结合欠松弛因子加速收敛,提高运算效率.通过计算简单标准模型的雷达散射截面(RCS)验证了程序的可靠性.在此基础上,对两种不同宽高比二元喷管简化模型及轴对称喷管简化模型的RCS进行了计算并加以分析比较.结果表明,程序具有较好的计算精度和通用性,在较大范围的姿态角内,二元喷管简化模型的RCS高于轴对称喷管简化模型的RCS.      

小型箭载SF_6主动释放装置研究

化学物质释放是空间物理主动试验的重要手段之一.构建了一种基于探空火箭平台的SF_6气体释放装置,其具有体积小、自重轻、对运载平台要求低等优点,当装置自身质量为6kg时可实现2 kg的SF_6气体释放.仿真计算了SF_6气体在电离层高度的扩散过程和相应的电离层离子化学过程.研究结果表明,本装置能够有效消减电离层电子密度,具有较高实用价值.     

中国“玉兔”俏月宫——月球车漫画

月球车也称月面巡视探测器,是一种能够在月球表面自动移动,完成探测、采样、运载等任务的高度集成的航天器,也可以描述为能适应月球环境,携带科学仪器在月面进行巡视探测的月球探测器,是在月球上完成零距离科学探测任务的重要平台。     

基于代理模型的运载器头罩外形优化设计

引入Kriging代理模型,选取若干不同头罩外形的运载器,进行气动性能分析,利用运载器气动性能参数作为拟合样本建立代理模型.以具有足够精度的代理模型替代CFD分析,发展了一种基于代理模型的运载器头罩外形优化设计方法.在马赫数为3、飞行攻角为3°、飞行高度为8km条件下,利用该方法对运载器进行最小阻力系数、最大纵向压心系数的单目标优化和综合考虑上述2个目标的多目标优化.结果表明:2个目标存在冲突,为同时兼顾减小阻力和增强纵向稳定性,必须对运载器头罩外形进行多目标优化,得到的外形阻力系数减小了1.95%,纵向压心系数增大了5.93%,采用基于代理模型的优化设计方法能在保证精度条件下有效提高计算效率.      

固体燃料冲压发动机旋流燃烧特性试验

为研究固体燃料冲压发动机旋流燃烧特性,进行了直流与旋流对比直连式试验。固体装药内径40mm,长180 mm,成分为HTPB中加入65%的金属粉末。试验发动机采用火炬式点火器点火,空气由燃烧补氧式空气加热器加热至690 K,热空气流量300 g/s。试验测量了压力、推力等参数,使用监控录像对发动机尾焰进行拍摄,通过测量试验前后装药质量差获得固体燃料平均燃速。旋流试验未将旋流器伸入燃烧室即实现了火焰稳定,且旋流燃烧比直流燃烧表现出更好的稳定性,平均燃速较直流提高近50%。旋流燃烧尾焰存在明显的径向扩张,表明尾焰仍有切向动量,损失了部分推力。     

部分催化过氧化氢变推力发动机的稳定性分析

提出了一种部分催化发动机方案,该发动机在大范围推力调节时能维持压降基本不变;通过与不催化和全催化方案比较,证明该发动机具有更大的稳定工作范围;对该方案发动机的调节性能开展了仿真研究,当采用斜坡输入时,发动机具有快速、稳定的响应特性.      

系统可靠性数学模型的算法研究

讨论了“n 中取k 好”表决系统和“n 中取相邻k 好(坏)”系统这两种可靠性模型的算法,给出了计算复杂性最小的算法。     

基于TMS 320F28069的无人机舵系统控制器设计与实现

本文设计并实现了一种基于TMS 320F28069的小型无人机舵系统控制器。取消了原机舵系统的模拟通讯方式,改用RS485接口与飞控计算机进行通讯。在分析舵系统工作原理基础上,基于TMS 320F28069控制精度高、功耗低、外设丰富的优点,进行了软、硬件结构的模块化设计。实验表明,本文设计的控制器可靠性强、稳定性好、控制精度高,可以消除外界干扰对舵系统的影响。     

航天分散热源控温用环路热管设计及飞行应用

为满足国家高分专项遥感卫星焦面电路的力热稳定性要求,提出并设计了一种用于分散式热源精密控温的改进型环路热管(LHP),既实现了狭小空间内对多片焦面CCD器件的统一恒温控制,又兼顾了焦面结构与卫星舱板间的力学解耦功能。地面测试结果表明:该LHP的热负载携带能力及对分散式热源的精确控温效果良好。2015年9月份,将该控温用LHP成功应用于GF-9卫星遥感器CCD器件的飞行控温,截止目前已在轨运行超60个月,受控的4片CCD器件温度稳定性达±0.7℃/年,证明了该控温用LHP设计方法的正确性及工程可实现性,同时实现了我国自研控温用LHP在航天微重力环境下的首次长寿命应用。本文LHP的设计方法和在轨飞行数据,对后续LHP在航天热控领域的应用具有一定的参考价值。     

用Monte Carlo法分析固体火箭发动机推力终止过程内弹道散布

用辨识方法确定了带反喷固体火箭发动机推力终止过程中的瞬变参数，视这些参数是服从正态分布的随机变量，用Ｍｏｎｔｅ ｃａｒｌｏ方法分析了推力终止过程内弹道的散布。结果显示，推力终止过程中不同时刻压力散布服从正态分布，据此求出了弹道散布的数字特征和分布函数，研究结果对带反喷管的固体火箭发动机设计有参考价值。