用于火星探测的电子分析器定标

用于火星探测的电子分析器采用了带偏转板的同轴圆柱形静电分析器, 该传感器方案在满足性能指标的同时实现了小型化. 利用法国空间辐射研究中心(CESR)的电子源, 对电子分析器两个传感器通道的静电分析器因子、能量分辨率、偏转板偏转因子、 方位角分辨率和极角分辨率进行了定标. 给出了上述参数的定标结果, 并对结果进行了分析. 结果表明,仪器的能量范围、能量分辨率、方位角视场及角度分辨率等参数均优于指标要求. 定标结果为电子分析器在轨数据处理和分析以及在轨运行参数设置提供了依据.      

低轨道航天器高电压太阳电池阵电流泄漏效应分析计算

在一种简化的太阳电池阵结构模型基础上, 利用太阳电池阵电流收集经验模式,基于电流平衡, 建立了一种计算低轨道航天器高电压太阳电池阵在等离子体环境中电流泄漏的方法. 利用该方法, 对高电压太阳电池阵电流泄漏效应与低轨道等离子体环境、电池阵电压、电池阵裸露金属面积的关系进行了分析计算.结果表明, 随着轨道高度增加, 电流泄漏引起的电池阵功率损失迅速下降, 影响最严重的区域为电离层等离子体密度最高的300～400 km高度的轨道区域; 电流泄漏引起的功率损失与太阳电池阵电压呈指数关系, 电压越高功率损失越大; 200 V以下的电池阵功率损耗较小, 远低于电源系统总功率的1%;电流泄漏与太阳电池阵裸露金属导体的表面积呈正比关系, 因此, 通过减少太阳电池阵裸露面积, 可以降低电流泄漏的影响.      

二次气射流角对涡轮叶问燃烧室的影响研究

为研究二次气射流角对涡轮叶间燃烧室的影响,设计了3种带有不同二次气射流角的涡轮叶间燃烧室模型,利用FLUENT软件的Realizablek-8湍流模型、PDF燃烧模型、D0辐射模型和离散相模型对燃烧室的流动和燃烧进行数值模拟。结果表明：涡轮叶间燃烧室具有高效率（99.2％）的特点,增大二次气射流角可使切向动量分量增加、油滴蒸发变慢、出口温度场分布不均匀、总压损失增加。     

带不同凹腔结构涡轮问燃烧室数值模拟

为了提高航空燃气涡轮发动机的推进效率和满足低排放的要求,提出了1种基于涡轮内补燃增推循环的超紧凑燃烧室──涡轮间燃烧室。建立了3种带不同轴向凹腔(AC)结构的TIB模型,比较了3种模型的流动性能和燃烧性能。计算结果表明:TIB的燃烧效率高达99.3%,AC结构的改变对燃烧效率影响较小,但对温度场分布影响较大。     

三阶幻方问题的代数解法

介绍了中国古代数学家甄鸾和杨辉关于三阶幻方的一个构造方法。用线性代数的方法构造三阶幻方约束方程组时,当自由未知量分别取1,2,3,…,9时,对应的方程组共有56组整数解,为了找出幻方的全部解,需要确定自由未知量取值的限制条件,由此对方程组中的自由未知量的取值进行了分类探讨,进而求出三阶幻方的全部解。利用线性代数的方法去探求三阶幻方的解法种数显然不是最简捷的,但却有完备的理论做保证。此外,提供了一个如何利用线性代数知识来解决实际问题的实例,并简介了三阶幻方所具有的奇妙的特性。     

采用信标的大型可展开天线指向控制方法

为提高大型可展开天线的指向控制精度,并适应喷气卸载等在轨工况,基于Craig-Bampton法建立了表征柔性天线指向的动力学模型,在此基础上提出了一种采用信标的大天线指向控制方法.该方法先基于卡尔曼滤波,对大天线的振动状态进行检测,若天线未出现明显振动,则通过信标敏感器修正天线指向偏差,同时引入星本体姿态敏感器以保证稳定性;若天线振动超过阈值,则仅引入星本体敏感器以衰减振动,直至天线未出现明显振动.最后利用瑟拉亚(Thuraya)卫星的在轨实测热变形数据进行了仿真验证.结果表明,在未受到喷气扰动时,大天线指向精度优于±0.02°,在受到喷气扰动后,系统可正确检测并切换跟踪输入.这说明,该指向控制方法在保证稳定性的同时,可以有效修正大天线指向偏差,并能适应在轨位保、卸载喷气工况.     

流固耦合数据交换的插值精度影响因素研究

提出了一种投影-形函数插值的新方法,用发展了三维线性插值方法。又包括使用优化插值和常体积转化等6种插值方法,从表征多种不同网格质量和待插值函数值情况的角度,进行了插值精度验证的应用研究,探索了网格质量和待插值函数值对插值精度的影响程度。研究结果表明,投影-形函数插值方法的效果很好;流/固的网格质量及其匹配状况在很多情况下对插值精度的影响要远大于插值方法本身。     

潜艇标模阻力试验的不确定度分析

为了改善拖曳水池的试验精度,对一条4.5m 潜艇标模 SUBOFF 进行重复拖曳阻力试验。本文参照 IT-TC 推荐规程中试验流体动力学不确定度分析规范,对由偏差极限引起的不确定度将由潜艇标模的几个外形、速度、阻力、以及温度、密度和粘性这几个测量系统分别进行估算;通过6次重复潜艇标模阻力试验结果的标准差分析,得到了摩擦阻力系数、总阻力系数的精密度极限;最后对该模型的摩擦阻力系数、总阻力系数进行了不确定度分析。结果表明:由温度引起的运动粘性系数的偏差极限占到摩擦阻力系数偏差极限的97%;总阻力系数的偏差极限98%来自于湿表面积的偏差极限;随着试验速度的提高,总阻力系数和剩余阻力系数的总不确定度降低。     

低速风洞绳牵引并联支撑系统的模型气动试验研究(英文)

根据绳牵引并联机构的优点,建造了一种新型的用于低速风洞试验的飞机模型绳牵引并联支撑系统,研究该系统中模型的空气动力参数的测量与计算方法。文中对机构进行了静力学分析,建立了描述实验模型气动载荷的数学模型,提出了通过测量绳系拉力求得模型空气动力参数的解算方法;设计并构建了绳系拉力测量及数据采集系统;将该系统置于开口式回流低速风洞中进行了吹风试验,采集了模型在不同姿态和不同风速下的各牵引绳的拉力数据,并对数据进行了处理分析,通过解算得到了不同吹风条件下模型的气动载荷参数曲线。研究结果表明,绳牵引并联机构用于低速风洞试验的支撑系统是可行的。     

过重力补偿GPS/INS末制导炮弹弹道仿真研究

针对采用GPS/INS的复合制导炮弹,采用比例导引作为末制导的导引规律,从制导炮弹弹体运动学和动力学方程出发,进行了低成本组合导航系统的设计,建立了惯导系统的误差模型。针对位置、速度的组合方式,采用卡尔曼滤波算法,完成了组合导航系统的信息融合。根据超远程炮弹的弹道特点,进行了末制导段过重力补偿设计。全弹道仿真计算结果表明,该制导控制系统性能良好,可以精确地将制导炮弹导引到目标捕获区,实现以小脱靶量、大落角对目标的攻击。