共轴反桨涵道式推进单元地面效应气动性能

为了研究共轴反桨涵道式推进单元近地面悬停时的气动特性,通过气动性能测试分别研究了转速、桨盘间距和离地距离对推进单元的气动影响。同时,通过CFD数值仿真分析了其速度场和压力场分布,分析了共轴反桨涵道式推进单元地面效应的流场特性。结果表明,当涵道扩散口到地面的距离小于两倍桨盘半径时,地面效应开始起作用;当离地距离小于一倍桨盘半径时,地效非常显著,品质因子(FM)最高提升了约30%。随着离地距离的减小,涵道拉力随之降低,这是由于入流速度的降低导致涵道唇口处的压力峰值下降。桨盘间距对地面效应影响不大。涵道以及螺旋桨的拉力、反扭矩与螺旋桨转速的平方近似成正比。      

一种辅助轨道确定的相对干涉测量方法研究

在嫦娥四号中继星任务期间某次干涉测量标校射电源观测无效、微卫星轨控后预报星历无法提供精确时延模型的背景下,提出了一种为微卫星轨控后轨道确定提供辅助约束测量信息的方法。该方法通过迭代相关处理修正时延模型,解决了轨控后微卫星预报星历不准的难题;利用中继星观测估计系统时延并修正微卫星干涉测量观测量,得到了实时条件下微卫星干涉测量观测信息,与事后相关处理结果的偏差约为4. 2ns(约1. 2m)。进一步分析了相对干涉测量中的误差因素,结果表明相对干涉测量的随机误差约2ns,与事后相关处理精度相当。最后,给出了应用于辅助探测器轨道确定的相对干涉测量数据处理方案,为后续相关背景下的干涉测量提供参考。     

双山情况下水平风的加速效应

为获得双山情况水平风的加速效应,采用计算流体动力学(CFD)方法对左右排列、前后排列和斜列情况双山水平风的加速比和分布特征进行了研究,通过典型工况风洞试验验证了CFD模拟的准确性。研究表明:山体上水平风加速比的分布特征为山前、山顶和山后分别是减速区、最大加速位置和尾流区;左右排列双山的加速比随着山体间距的减少而增加,双山间距为0m时加速比最大,单山情况加速比最小,单山相当于双山间距无穷远情况;前后紧密排列双山情况下,前山对后山有遮挡效应,后山使得前山的水平风速略微降低,水平风速加速比呈现单山前山后山的规律,但三者差别较小;斜列情况下风向角对山顶水平风加速比的影响较小;山体的CFD计算结果与澳大利亚/新西兰规范比较接近,中国规范关于山体加速比的规定比较保守。     

着陆姿态不确定下的着陆器缓冲机构优化设计

以某型着陆器为研究对象，建立其软着陆过程的动力学仿真模型，并结合Monte Carlo法研究不确定着陆姿态下的某型软着陆性能。然后，分析着陆器的软着陆性能与其缓冲机构构型参数之间的相关关系，并基于实验设计方法与动力学仿真模型得到样本点，建立以着陆器缓冲机构构型参数和着陆姿态参数为输入、软着陆性能指标值为输出的响应面模型。最后，基于响应面模型，考虑着陆器姿态的不确定性，运用结合第二代非劣排序遗传算法(NSGA-II)和多岛遗传算法(MIGA)的分级优化方法实现了着陆器缓冲机构的优化计算，得到了最佳缓冲机构构型参数。通过仿真模型校验，优化后着陆器的抗翻倒能力与底面抗损坏能力分别提升了3.546%和 5.140% 。     

推力作用下变质量柔性自旋飞行器稳定性分析

针对变质量柔性自旋飞行器推力作用下稳定性问题，以Timoshenko梁为模型，考虑陀螺效应和剪切效应，基于有限元法建立系统振动方程，分析质量变化、推力作用和自旋转速对系统振动的影响，采用自适应Newmark法求解系统的振动响应。结果表明：质量和推力能够改变固有频率、进动频率和临界转速；受质量变化影响，自旋转速与临界转速相等时，飞行器发生短暂共振，共振响应峰值最大时刻与此重合时刻相比稍有延迟。     

并行测试系统资源调度引擎的算法设计

并行测试能够显著提高自动测试系统的测试吞吐量和测试效率,本文在介绍分布式多客户端的单处理器并行系统硬件架构和基于ABBET分层的软件标准的自动测试系统软件架构的基础上,对实现资源调度引擎机制的遗传算法等问题进行了论述,并采用Matlab仿真验证了算法的有效性。     

目标飞行器交会对接轨道的设计和控制

根据目标飞行器轨道高度和追踪飞行器入轨轨道高度,给出了目标飞行器交会对接轨道初始相位的设计方法。针对目标飞行器交会对接轨道控制要求,建立了共面相位计算模型以及轨道相位、高度和圆化度的多目标参数求解模型。基于定轨误差、轨道控制误差和轨道预报误差的调相时间分析,制定了目标飞行器调相控制策略。仿真计算表明,实现的目标飞行器交会对接轨道满足要求,验证了调相控制量优化原则的正确性,并对标称共面与虚拟共面的共面时刻和共面相位进行了比较。所提出的计算模型、控制策略和分析方法适用于目标飞行器交会对接轨道设计和控制实施。     

无源微脉冲射流抑制叶栅气流分离的初步实验

基于一种适用于高负荷压气机的无源微脉冲射流控制技术,在平面叶栅实验平台上开展了低马赫数实验研究,得到了无流动控制时叶栅通道内稳态及动态压力特性.对该分离流场（通道内分离涡主频为478Hz,对应的斯特劳哈尔数Sr约为0.2）进行了无源微脉冲射流控制通道内气流分离的实验研究,并针对148Hz到840Hz频率范围内的无源微脉冲射流控制分离流的效果进行了实验测量分析.实验结果表明:在分离涡主频0.85~1.20频率范围内,控制效果最为明显;相比于开缝吹气等定常射流控制方式,无源微脉冲射流控制方式引气流量小,大幅降低了引气对压力面流动特征及叶栅总体性能的影响.      

一种火工分离螺母释放可靠性验证试验方法

在分析航天器火工分离螺母构造、功能及工作原理的基础上,确定了火工分离螺母释放可靠性特征量。以计量型可靠性试验为基本思路,应用"应力-强度"干涉理论,提出了一种火工分离螺母释放可靠性验证试验方法,包括试验方法的选择、试验件状态及试验条件的确定、测试数据采集和可靠性评估方法。应用示例表明,某航天器火工分离螺母释放动力与释放阻力相比具有足够的裕度,释放可靠度满足指标要求。该方法可为火工分离螺母释放可靠性验证提供参考。     

绕月自由返回飞行任务的轨道设计方法

针对绕月自由返回飞行提出一种任务轨道设计方法。在双二体模型下基于圆锥曲线拼接和能量匹配原则迭代计算初值,采用Broyden法构造新的微分修正格式,在精确模型下分别针对三组不同的目标变量和目标值对初值进行逐级修正使之满足再入参数。采用简单迭代调整近地点时刻、飞行时间完成发射弹道拼接和落点位置匹配,迭代初值根据落点纬度插值确定,插值表通过对若干飞行时间进行初值计算和发射弹道拼接构造。算例表明,该流程能够扩展初值计算的适用范围,具有良好的收敛性和计算效率。