气室无磁加热结构研究进展与展望

碱金属气室是原子陀螺、原子磁强计和原子钟等原子测量仪器的核心部件.原子密度主要受加热温度的影响,高均匀性、高稳定性的气室加热结构是保证碱金属原子密度稳定的关键技术,对提升原子测量仪器输出信号的灵敏度至关重要.回顾了目前常用的碱金属气室加热方法,针对加热层、传热层、保温层等组件,梳理和总结了碱金属气室加热结构的发展方向和发展历程,并在此基础上展望了未来碱金属气室加热结构的发展趋势.     

更高速(400+km/h)列车气动减阻技术发展与展望

合理有效的气动减阻技术是我国研发运营速度400+?km/h高速列车的过程需展开深入研究的重点内容.首先阐述了高速列车气动阻力的基本分布特征,并针对国外下一代更高速列车的气动减阻技术进行了调研,尤其分析了欧洲、日本和韩国的下一代更高速列车气动减阻技术的特征,总结了国外下一代高速列车气动减阻的关键技术与方法.然后根据列车气动减阻技术实施部位的差异,从列车头型优化以及转向架、受电弓和风挡等局部结构优化两个方面对我国目前高速列车气动减阻技术研究现状进行了分析和梳理,同时归纳了新型气动减阻技术的研究现状.最后在综合国外下一代更高速列车气动减阻技术与我国气动减阻技术研究的基础上,对我国更高速(400+?km/h)列车气动减阻技术中可行性较高且效果明显的发展方向进行了展望与建议,为我国更高速列车气动减阻技术的设计与发展提供有价值的参考.     

基于流固耦合的激波/边界层干扰作用下壁板颤振特性

为了解激波/边界层干扰作用下壁板气动弹性及其对流动分离的影响，采用自主开发的双向流固耦合求解器，对不同激波冲击位置下壁板的振动响应和流动特性进行了数值模拟研究。壁板几何非线性运动方程采用有限差分法求解，基于有限体积法求解Navier-Stokes方程组，对流通量采用MUSCL和AUSMPW+格式离散，双向流固耦合采用交错迭代算法。研究结果表明：激波/边界层干扰作用下壁板振动位移先增大后减小，经若干振荡周期后达到稳定颤振状态，呈现二阶振动模态，壁板变形相对于激波冲击位置呈现非对称性，壁板前部分的振幅始终小于壁板后部分；激波冲击位置可显著改变壁板的颤振振幅、频率及分离区长度，当激波冲击位置靠近壁板两端时，壁板振动最终收敛达到静稳定状态；壁板振动响应与流场特征不随激波冲击位置的改变而单调变化，对于激波冲击位置x/a=0.35工况，壁板颤振可有效抑制激波/边界层干扰流动分离。     

航天器运输包装箱仿真验证平台技术研究

针对数量有限的物理跑车试验无法满足减振与保温性能测试需求的问题，提出一套航天器运输包装箱动力学与热学仿真验证方法，包括：建立适用于包装箱系统的刚柔耦合多体动力学系统，通过结合线路条件测试生成的动力学系统外部激励，实现减振性能虚拟跑车测试；建立基于计算流体力学的包装箱热学模型，通过模拟自然对流和空调控制，实现包装箱保温性能虚拟跑车测试；基于C/S架构和导航式流程设计思想，建立航天器运输包装箱仿真验证平台，通过实际案例证明该平台仿真结果与实际跑车测试数据具有较高的一致性。     

内装式空射运载火箭重力出舱机箭耦合动力学分析

研究了以运输机为平台的内装式运载火箭空射过程载机和火箭的耦合动力学建模。建模针对两个阶段：第一阶段，火箭固定于载机机舱内，两者构成一个整体，按照普通刚体的力学方法处理；第二阶段，火箭解锁后，沿着舱内的发射筒向外滑行，载机和火箭形成两刚体相互作用的耦合系统，基于牛顿-欧拉法建立系统动力学模型。载机在空射火箭过程中，油门和升降舵满偏，在加速前飞的同时拉大姿态俯仰角，火箭在自身重力分量和惯性力的作用下，沿着机舱内的发射筒加速向外滑行，直至与载机分离。数值仿真分析了空射过程载机的重要力学参数的变化过程，验证了载机操控策略的可行性和安全性，可为未来中国空射运载火箭技术设计提供数据参考。     

发射扰动与初始弹道耦合模型研究

针对火箭、导弹发射扰动与初始弹道互相耦合引起的弹道散布问题,提出发射扰动与弹道解算相耦合的计算分析模型。该模型以多体系统动力学为基础,建立能够模拟弹架相互作用和弹体初始扰动的发射动力学模型,并将弹体受到的气动载荷转化到弹体坐标系下进行刚体动力学计算以获得弹道参数。通过滚转弹应用实例分析表明,采用此模型能够有效模拟发射扰动与初始弹道相互耦合状态;弹架间隙扰动与气动载荷作用都会对弹体在飞行时的姿态角及飞行位置产生较大影响。当存在1 mm的弹架间隙且有气动载荷作用的影响下,与无弹架间隙和气动载荷的作用影响的结果对比发现,存在弹架间隙扰动的影响会使得弹体在飞行过程中的俯仰角和弹道倾角的幅值范围减小4°左右,也使得弹体在飞行过程中的Y向位移量在1.5 s时刻减小6 m左右;存在气动载荷作用的影响,会使得弹体在0.5 s撤去推力后的姿态角成波动式变化,滚转弹稳定飞行,也会使得弹体Y向位移量在撤去推力后持续的平稳增加。     

高精度微弱磁场信号采集系统的设计与实现

微弱磁场测量是研究物质特性和探索未知世界的重要手段之一。实现高精度的微弱磁场信号测量需要设计高精度的信号采集系统,而以模拟量输出的磁强计通常需要数字采集系统进行模/数转换。为此,文章设计开发基于Σ-Δ型模/数转换器(ADC)的高精度微弱磁场信号采集系统,包括系统硬件电路设计和系统核心控制器FPGA的功能设计,实现了FPGA对ADC的读写控制,以及ADC输出数据的接收和发送等。性能测试结果表明,该系统的有效采样位数可接近理论值(21位),输出噪声RMS值为1.9μV,磁场测量精度满足0.1 nT要求。     

基于模因算法的飞机装配序列规划

针对飞机制造的装配序列规划问题,提出一种基于模因算法的飞机部件装配序列规划方法。在装配优先约束矩阵和非正交干涉矩阵的基础上构建装配规划模型,以飞机零部件间的装配方向和装配工具的差异性来构建适应度函数。在非干涉解空间中进行全局搜索,获得较优的装配规划方案,通过二叉树中序遍历法将较优的方案转化为可行解,再经过交叉操作和变异操作后,在可行解空间内进行局部搜索,最终获取较优的装配方案。以某型号的飞机舱门装配为例,通过与传统遗传算法对比,证实模因算法在飞机装配序列规划中的可行性和有效性。     

多普勒积分时长对星间测速精度影响分析

针对大动态星间速度精确测量问题,文章提出了测量环路多普勒积分时长的设计方法。在获得具体双星星座两颗卫星之间的相对运动速度变化规律的基础上,研究建立不同多普勒变化率积分区间时长情况下的星间速度测量误差数学关系,并进行编程数值计算。通过数值分析和测试结果对比表明:在不同积分区间时长情况下,星间速度测量误差仿真结果与设备实际测试结果一致。多普勒积分时间为200 ms时的星间速度测量误差为±1.4 m/s,通过缩短积分时间长度,可以将星间速度测速误差减小到[-0.14 m/s,+0.14 m/s]以内,达到了预期效果。该方法可应用于星座项目星间速度测量精度指标预算设计工作中进行多普勒积分时长的选择。