Application of a modified generalized sail model on a solar sail with wrinkles

In this paper, we present an analysis of effect of wrinkles on the solar sail performance. We describe different analytical, semi-analytical and numerical approaches to the calculation of general large-scale curvature of a solar sail as well as parameters of so-called wrinkled domains, and introduce the impact of such wrinkles on the thrust and torque of the solar sail. Finally, we present a model of an optically-orthotropic surface for such non-ideal sail, providing a connection with the Generalized Sail Model, and other solar sail thrust models.     

高背压等离子点火器及其液体燃料点火特性实验研究

航天应用的液体火箭发动机及燃烧型加热器燃烧室室压高、燃料流量大、温度低、有重复启动需求，实现安全可靠点火的难度较大。针对这些需求，研究了一种采用高背压设计的电弧等离子体点火器。实验研究了Ar，N₂气体工质在高进气压力下的伏安特性，发现N₂在宽压力范围内适用于点火。发射光谱分析表明，在高达数MPa的进气压力下，Ar，N₂等离子体射流电子密度符合局部热力学平衡判据（LTE判据），点火能量集中。N₂等离子体整体温度低于Ar，但阳极喷口附近温度高于Ar，N₂等离子体射流火焰长，卷吸沿程空气造成射流平均温度偏低，但有助于低温液体推进剂的蒸发混合和强化点火。等离子体射流引起了臭氧和氮氧化物的形成，具有促进点火和化学反应的作用。背压提高引起电源输出电压升高，提高供气压力和电流，有助于点火器在高背压环境中稳定电压。燃烧型空气加热器燃烧室的点火实验发现，采用N₂等离子体喷注面中心点火，可以在短时间内完成酒精-空气和酒精-液氧-空气的点火，最高燃烧室室压接近5MPa时，点火器仍能稳定工作，多次使用电极烧蚀不明显，在液体火箭发动机的重复可靠点火方面具有很好的应用前景。     

适用于多迎角结冰试验的混合翼型设计

为突破结冰风洞对翼型模型尺寸的限制,提出了一种新的混合翼型设计方法,可使用一套混合翼型模拟原始翼型在不同迎角下的结冰试验,弥补了以往混合翼型只能在单个设计迎角下使用的缺陷。方法采用多段翼的形式设计混合翼型,以多目标迎角等结冰试验条件作为设计输入,优化设计主翼外形和襟翼的位置、偏转角度,利用襟翼位置和偏转角度的变化实现混合翼型和原始翼型前缘表面的压力系数在不同迎角下能够保持一致,继而保证前缘结冰外形的一致性。设计的混合翼型较原始翼型弦长减小接近40%,在冰风洞中对混合翼型和原始翼型在目标结冰条件下进行试验,对比结果显示,在选取的多个目标迎角下,混合翼型和原始翼型二维截面的结冰外形基本一致,提出的混合翼型设计方法能够有效的模拟原始翼型在不同迎角下的结冰外形。     

S弯收扩喷管流动特性数值研究

为了研究S弯收扩喷管的流动机理，数值模拟了不同喷管落压比（NPR）和S形收敛管道出口面积比（A₇₂/A₈）对S弯收扩喷管内流动的影响。结果表明：当S弯收扩喷管处于高度过膨胀状态时，随着NPR升高，非对称分离逐渐转变为对称分离，λ型激波转变为马赫盘结构，气动性能下降，推力矢量角减小；随着NPR继续上升，激波从喷管内移动到喷管出口边缘，并逐渐转变为膨胀波，气动性能上升，推力矢量角减小至0°后保持不变。在完全遮挡高温部件的低可探测准则的约束下，出口面积比A₇₂/A₈的变化主要对S弯收扩喷管收敛段的流动特性产生显著影响，体现在S弯收扩喷管内的局部加速及二次流分布。S弯收扩喷管的气动性能随着A₇₂/A₈增大而提高，但当A₇₂/A₈增大至1.8时，第一弯管道出口上壁面发生流动分离，气动性能显著下降。     

航天器视场遮挡分析方法研究

敏感器视场遮挡分析是航天器构型布局设计的重要组成部分，针对大型在轨变构型航天器敏感器视场遮挡分析工作量大、出错率高、遮挡率无法量化等特点，本文提出一种基于敏感器第一视角的视场遮挡快速分析方法。该方法通过设置第一视角图像蒙版及图像映射，模拟方锥形、圆锥形、球形等各类敏感器视场，通过逐个像素比对，计算视场遮挡率和遮挡方位。使用此方法建立了空间站敏感器视场遮挡分析系统，结果表明新方法能够显著提高视场遮挡分析效率和准确率，并且为机构类部件运动过程对敏感器视场遮挡的分析提供了有效工具。     

基于不确定传感器状态的机载系统多层故障诊断方法

准确的机载系统故障诊断是保证飞机安全飞行和实现经济效益最大化的重要途径。然而传感器受到内外部环境条件的影响而不可避免的存在检测状态的不确定性，因此基于单个传感器或局部区域传感器综合检测结果的方法难以完全保证故障诊断的有效性和正确性。针对飞机机载系统的结构和工作原理，充分利用系统中不同层级、不同区域传感器检测特征之间的关联关系，考虑单个传感器本身存在的不确定性，构建了传感器信息前向融合与反向校验相结合的分层诊断决策方法，实现了对系统状态和传感器状态的双重估计与更新，克服了单一传感器故障对系统诊断推理准确度的影响。该方法较传统故障诊断模型，不再依赖某一个或某一类传感器信息的绝对可靠，在实现系统级的准确故障诊断同时，还能判断具体某一传感器本身是否发生虚拟警。在飞机液压系统故障诊断案例中，新方法成功将系统故障诊断的虚警率降低了96%，传感器的不确定度降低了84%。     

基于寿命法的压力敏感涂料静/动态特性实验

压力敏感涂料测量技术在内外流表面压力测量方面具有独特的技术优势。涂料光谱特性及"传感器"特性的研究对于分析喷涂固化中环境差异等不可控因素的影响程度、检验拟用涂料配方特定试验的适用性具有十分重要的意义。为此，以一种在研的磷光压力敏感涂料为对象，基于自主研发的静态校准系统对发光寿命随压力与温度的变化规律进行了实验研究，通过对测量结果的拟合分析发现所用涂料的温度适用范围在30~60℃之间，且可进行温度敏感度修正；基于自主研发的高频动态压力光学校准系统对涂料在不同压力脉动频率下的涂料发光寿命峰峰值规律进行了实验研究，通过分析研究确定所用涂料基于发光寿命的截止频率上限为0.94 kHz。实验研究进一步验证了涂料特性静动态校准组合方法的可行性与有效性，为压力敏感涂料配方的研发及其应用拓展提供了重要的技术支撑。     

弹载变转速定量泵高动态压力控制特性分析

传统弹载电液伺服系统的液压能源采用有刷直流电机驱动恒压变量泵的方式，泵源压力在导弹飞行过程中设定值恒定，但在平飞段过程长、负载小，对能源压力需求低，造成弹上能源总利用率不高的问题，提出无刷直流电机驱动小排量液压泵的压力控制泵源的设计，在低气动负载阶段适当降低系统压力，进而降低节流损失与泄漏量，提高能量利用率。分析了变转速定量泵的流量压力特性曲线，通过建立基于变转速压力控制泵源的位置电液伺服系统数学模型与仿真模型，分析了变转速定量泵压力控制系统在典型工况下的位置跟踪、系统压力变化与能量利用效率，验证了压力控制系统能够在导弹平飞段保证位置伺服系统跟踪正常的前提下，能有效提高系统效率，证明了变转速定量泵压力控制系统的有效性与可行性。     

月面特征稀疏环境下的视觉惯性SLAM方法

月球车在执行科学探测任务过程中，其自身的高精度定位是一项亟需解决的关键问题。针对在特征稀疏的月面环境下的定位问题，提出一种视觉惯性融合的SLAM方法，将视觉测量与惯性传感器的信息利用位姿图优化方法融合，实现高精度的联合定位。针对特征稀疏环境下的前端视觉数据关联误差较大的问题，提出了一种基于四元树的光流跟踪算法，能够有效地跟踪鲁棒的特征点，提升了关键帧之间相对位姿估计的准确性。并且针对月面环境特有的恒星无穷远点干扰问题，提出一种高效的恒星点剔除算法，能够有效改善无穷远点导致的定位精度下降的问题。搭建了一套模拟月面环境的计算机仿真系统，并构建了多个月面环境视觉惯性SLAM仿真数据集，在不同的模拟月面场景下进行定位性能仿真验证，仿真测试结果表明本文算法的鲁棒性更强，具有更高的定位准确度。     

非恒定增压式微尺度拉瓦尔喷管流动特性

针对微尺度喷流在航天器运动状态切换时出现的非恒定增压变化,采用直接模拟蒙特卡洛(DSMC)方法对阶跃式增压和线性式增压两种模式下的微尺度拉瓦尔喷管流场进行了模拟,并对其变化过程中的流动特性进行了对比分析。结果显示：阶跃式增压会导致流动特性出现较大幅值的峰谷式波动,而线性式增压下的流动特性则呈现出线性变化的特点;黏性力对微尺度喷流的非恒定增压变化产生了重要的黏滞作用,在喉部扩张段至出口的流场中尤为明显;在设定的条件下,阶跃式增压过程中喷流产生的总冲量较线性式增压高59.5%,质量流量高74.7%,单位工质提供的冲量低约8.6%,波动性也高于线性式模型,阶跃式增压适用于系统需要较大推力改变运动状态且推进剂充足的情况,而线性式增压在系统精确微调或需要推进剂产生更高效能时具有明显的优势。