仿生微型扑翼飞行器中的空气动力学问题研究进展与挑战

对仿生微型扑翼飞行器相关的空气动力学问题的研究进展进行了综述,并分析了未来发展面临的机遇与挑战。与自然界的飞行生物相比,目前仿生扑翼飞行器的飞行能力还很笨拙,距离高仿生还有较大距离。其中,所涉及的低雷诺数非定常空气动力学问题成为研究者在深入研究时面临的一个主要难题,关键在于数值模拟和风洞实验均难以准确模拟飞行中的实际状态。具体面临的难题主要包括:(1)仿生微型扑翼飞行器所处的雷诺数为103~105量级,属于对转捩与湍流非常敏感的区域,相关的气动机理复杂;(2)柔性翼在飞行中密切相关的动气动弹性问题;(3)高机动飞行导致的动气动弹性耦合飞行力学问题;(4)扑翼飞行的复杂姿态对飞控系统的挑战及反馈耦合算法的设计等。这些层层深入的多学科耦合难题导致了目前具备的研究手段难以为仿生扑翼飞行器的研究提供定量的分析与改进设计。在解决上述难题的基础上,未来可进一步在高机动灵活飞行姿态方面进行深入研究,对仿生柔性翼的刚度分布开展详细设计,使仿生扑翼飞行器具有像自然界飞行生物一样的主动变形能力,可在复杂的环境下具备高机动飞行能力,最终实现高仿生外形和性能的人造飞鸟或人造飞虫。     

基于有限元方法的防热瓦损伤分析

防热系统是可重复使用运载器安全飞行的重要保障,而对受损防热结构进行传热特性分析是实现其健康监控的基础.本文针对典型的可重复使用陶瓷防热瓦,建立其有限元传热学分析模型,在考虑气动加热、辐射散热以及防热瓦与飞行器蒙皮之间的传热三种因素的基础上,分别模拟了单片防热瓦在正常情况和发生表面涂层损伤或冲击损伤情况下的传热情况,并进一步分析了两种损伤对于防热瓦温度分布的影响.结果表明,冲击损伤对防热瓦的影响比表层损伤明显严重,可能导致防热瓦底层结构的温度过高而产生严重后果.本文在讨论相应的损伤监测的测点布置原则后建议对防热系统进行多层次的温度监测.     

飞机战伤备件需求量确定方法

发展了一种飞机战伤备件需求量预测的理论方法。首先分析了飞机基本功能项目的损伤级别,讨论其对飞机存在状态的影响,总结出战伤备件的类型为遭受非致命损伤的飞机基本功能项目。然后,分析飞机存在状态以及对应的备件需求向量,提出飞机一次出动备件的需求概率为飞机基本功能项目损伤且飞机生存的联合概率。最后,运用马尔可夫链法,解决了战伤备件需求概率的计算问题,得到了基于二项分布的战伤备件需求量。算例和结果分析表明该方法合理、可行,对科学地确定飞机战伤备件数量具有指导意义。     

风洞实验中机翼振动对气动特性影响的计算分析

通过求解非定常N-S方程研究了弹性机翼在低速气流中振动时的气动特性,并与刚性机翼气动特性做了比较。通过结构有限元方法计算出模型机翼的结构模态和相应振动频率,假设机翼以最小刚度的弯曲模态振动,计算了不同振幅下不同迎角、尤其是失速迎角附近的升力特性。计算结果表明,在小振幅下机翼的平均升力特性和刚性机翼相差很小,但当振幅达到一定幅度后,振动机翼下平均升力特性与刚性机翼的结果有较明显的差别,主要表现在最大升力系数的降低和失速迎角的减小。此结果可以解释实际风洞实验中最大升力系数往往小于CFD结果、实验中最大升力系数对应的迎角也比CFD结果小的现象。     

卫星网络多路径QoS路由策略研究

针对卫星宽带网络业务的多样性,提出了一种基于业务QoS(服务质量)需求和星间链路信息的多路径并行路由方案。该方案利用星间链路历史信息和准实时信息进行路由预规划,并基于星间链路实时信息和业务QoS需求对预规划的路由方案进行动态调整,实现业务数据在源节点和目的节点之间进行多路径并行传输。该方案不仅确保了业务传输的高可达性,而且使整个卫星网络链路资源得到充分利用,实现负载均衡。     

新颖机动变轨化学火箭发动机头部研究

为研究轻型、可靠、环保的空间站机动变轨发动机,在氢/氧液体火箭发动机头部设计中引入了新型气动谐振点火技术.结合发动机推力室设计以及同轴氢氧谐振点火器研究,确定了用富燃的谐振点火火炬与剩余主体氧气再燃烧的发动机头部整体方案.通过对几种主氧喷嘴下发动机头部结构方案研究,选定了主氧喷嘴结构形式.针对发动机要求快速起动、点火响应时间短的关键技术,提出了几种研究实现途径,包括谐振加热装置的结构形式优化、参数匹配优化、材料改进以及点火组元进入时序研究等,以提高气动谐振装置的加热速度及点火能量集聚效率,最终实现了发动机起动时间达到0.2?s以内.     

飞艇运动建模与仿真验证

在研究临近空间浮空器的过程中,设计了一种低空实验飞艇.为了评价该飞艇的稳定性和操纵性,建立了飞艇的六自由度运动方程数学模型,使用Matlab/Simulink软件完成了飞艇飞行仿真软件设计.另外采用Flightgear作为飞行仿真视景软件,设计飞行仿真软件驱动视景软件的网络接口程序.利用飞行仿真软件,进行了该低空飞艇运动的仿真验证.仿真结果表明,软件达到了预定的设计目标,该实验飞艇方案可行,安定面和推进动力配置基本合理.     

星载高速串行数据处理系统设计与实现

遥感卫星图像数据量的高速增长,以及遥感卫星搭载的相机不同工作模式下产生的数据差异化处理的需求,为星间数据处理带来了巨大挑战。针对星载Gbit·s^–1级高速数据收发及文件缓存等星间数据处理面临的问题,以百兆每秒级星载高速接收缓存系统为切入点,以遥感卫星数据处理的发展为依据,在分析SerDes传输原理的基础上,采用模型仿真和工程验证的方法,制定了高速串行数据链路层传输协议SSLLP(Satellite Serial Link Layer Protocol)和类文件化高速缓存的策略。在硬件设计和软件开发的基础上,最终完成了具备处理入口速率3.2 Gbit·s^–1并能以类文件化的方式缓存64个数据文件的星载数据处理单元的工程实现。测试结果表明,基于SSLLP的高速串行数据接收正确,缓存策略有效,系统高效可靠。该设计已在某型号任务中取得在轨验证,为星载高速串行数据处理系统提供了参考。     

标准功率座的计量确认方法

功率传感器的校准因子直接影响功率测量的准确度,计量确认工作是保证功率量值传递准确可靠的重要环节,本文主要讨论了微波小功率标准装置在实验室进行计量确认时使用的一种方法。依据测量结果的计量兼容性的概念,结合小功率标准装置量值传递过程中的概率分布,向工程师给出了具体可量化的一种实施方法。     

基于多体仿真模型的运动机构可靠性仿真试验系统研究

以蒙特卡罗法为理论核心,利用多体运动学和动力学分析软件--LMS Virtual.Lab作为运动机构可靠性分析平台,通过Visual Basic.NET程序设计语言建立用户界面并实现对LMS Virtual.Lab的调用,以进行运动机构的可靠性仿真试验,采用得到的随机变量数据库和结果数据库对运动机构进行典型失效模式的可靠性分析,从而形成了一套可以实现运动机构的可靠性仿真与分析功能的可靠性仿真试验系统.以对心曲柄滑块机构为例,进行了几何尺寸误差和运动副间隙误差影响下的机构运动精度可靠性分析;以某锁机构为例,研究多失效模式下动力学特性对于机构定位可靠性的影响并进行了灵敏性分析.通过这两个实例验证该可靠性仿真试验系统进行机构可靠性仿真试验和可靠性分析的可行性和有效性.