风雷软件LES开发设计与验证

基于国家数值风洞风雷软件开源框架，设计开发了LES(Large Eddy Simulation)湍流模型，主要包括Fourier谱/有限差分方法 LES求解器和有限体积/有限差分方法 LES求解器。简要介绍了采用的不可压缩流动求解的投影法、Fourier谱/有限差分混合方法、亚格子模型等理论方法，给出设计的软件框架和计算流程，尤其说明采用的松/紧2种耦合模式。通过数值模拟不可压缩槽道湍流、亚临界雷诺数圆柱绕流、NACA0012临界攻角的低频振荡算例，验证求解器的计算精度和复杂湍流模拟能力。基于风雷开源框架设计的开源LES模型，具备高精度数值格式、亚格子模型、湍流统计等通用模块，可为国内学者提供一个LES湍流模拟研究的开放平台。     

民用飞机舱门飞行锁机构接触力计算分析

研究飞机飞行锁机构中的接触力对于民用飞机飞行锁机构的设计具有重要意义。首先介绍飞行锁机构的功能和主要设计依据,阐明某民用飞机飞行锁机构的工作原理,并对其传力路径进行分析;然后采用工程算法、多刚体模型和多柔体模型三种计算方法计算飞行锁工作时曲柄与飞行锁摇臂之间的接触力;最后对三种计算方法进行对比,分析不同方法计算得到的接触力力值产生差异的原因。结果表明:多刚体模型计算值与工程算法计算值产生差异的主要原因是机构空行程导致的力臂变化,多柔体模型计算值与多刚体模型计算值产生差异的原因主要是受力过程中的结构变形。     

浅谈故障模式影响分析在维修工程分析技术体系中的应用

阐述了故障模式影响分析的简要内容,介绍了基于S3000L的维修工程分析技术体系及FMEA在S3000L中的应用,为民用飞机维修工程分析技术体系提供技术支持。     

月面上升的轨迹优化与参数分析

面向月球采样返回任务分析需求,对月面上升段的轨迹优化及燃料消耗影响因素进行了研究。基于上升器运动模型,建立以燃料消耗最优为目标考虑入轨约束的轨迹优化模型,通过Gauss伪谱法和序列二次规划求解上升过程最优推力方向。改变运动模型中的初始推重比、入轨约束中的目标轨道参数,根据轨迹优化结果得到对应的燃料消耗,分析了这些因素对上升器燃料消耗的影响。针对上升器非共面起飞的问题,提出了上升偏航、升交点调整、倾角调整3种方案,从燃料消耗的角度分析了各方案的适用情况,为未来工程应用提供参考。     

首颗自主地月转移微卫星“龙江二号”

本文对世界首颗独立完成地月转移、近月制动、环月飞行的微卫星“龙江二号”进行了介绍。首先阐述了龙江二号的任务目标和总体方案；然后重点分析了轨道设计与控制、复杂电磁干扰的标定与抑制、宽视场三维基线干涉测量等关键技术难点；接着回顾了任务的实施过程；最后详细介绍了低频射电探测仪、沙特光学相机和VHF/UHF通信模块与学生微型CMOS相机等有效载荷，并展示了上述载荷获取的初步成果。     

导热-辐射耦合传热的多尺度分析和数值模型

复合材料高温传热特性的准确预测对飞行器热防护结构的设计有重要意义，相关模型也是国家数值风洞工程中多相多介质计算模型的重要组成部分。针对周期性结构复合材料的高温传热问题，利用多尺度渐进分析方法，对包含导热方程和辐射传输方程的导热-辐射耦合传热模型开展了研究。建立了表征单元尺度模型及宏观平均导热-辐射耦合传热模型，获得了材料宏观等效导热系数与表征单元模型间的关系，发现宏观等效辐射吸收和散射等系数可通过表征单元内的体积平均求取。结合有限容积方法与格子Boltzmann方法，建立了复合材料导热-辐射耦合传热多尺度数值模型。采用二维常物性材料传热过程的模拟验证了多尺度模型的有效性，结果表明所建立的多尺度模型能够对温度场给出准确高效的计算结果。该方法有助于为复合材料传热特性的预测提供数值手段。     

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。     

一种短航程再入解析预测校正制导方法

针对载人探月飞船高速再入返回问题，提出了一种短航程低过载的再入解析预测校正制导方法。引入大升阻比航天器滑翔式再入的概念，通过设定再入过程中滑翔段轨迹形式，利用轨迹参数描述滑翔段轨迹，推导出预测航程的解析公式。为使终端误差满足要求，通过试位法校正轨迹参数，并换算得到倾侧角制导指令。在偏差条件下进行仿真，实现了飞船2100km任务航程下400~450s内以低于6.5g₀的过载再入，结果表明，所提制导方法具有较高的精度和较强的鲁棒性，为载人探月飞船应急快速返回提供了参考思路。      

静止轨道卫星通信链路的预算与分析

星地链路计算作为卫星通信的重要技术，是卫星通信系统设计的基础和理论依据，直接决定了卫星通信系统的链路通信质量。由于影响卫星链路的因素很多，设计中存在一处不合理即使得整条星地链路不可用，造成巨大的损失。而且在实际设计中无法做到最理想的链路状态，往往需要在某方面有所取舍，这也是链路计算中的一大难点。基于目前国际通用的链路计算方法，将星地链路上下行拆分，独立计算，综合分析，再结合实际工程经验，分析和计算实际工程案例，针对不同的链路配置给出相应合理的设计方法，可作为静止轨道通信卫星星地链路计算分析的参考。