气体注入压力激励法测量卫星液体推进剂剩余量的热力学模型

通过对气体注入压力激励法测量卫星液体推进剂剩余量系统的详细热力学过程分析,建立了能满足实际测量需求的等温和绝热两种热力学模型,对具体测量模型的选用及相关问题进行了分析。     

200-1000km轨道极高真空分子屏尾区压力的数值计算

计算了在200～1000 km 低轨道自由飞行的平板型分子屏后实验区的压力分布。计算中考虑了分子屏和翼材料出气对实验区压力的影响。结果表明:分子屏提供了非常好的极高真空环境。但轨道高度从200 km 升高到1000 km 时,压力降低不大。     

窄条翼导弹模型摇滚运动动力学特性研究

利用NS方程和飞行力学方程耦合的数值模拟,研究分析了窄条翼导弹模型摇滚运动的动力学特性和产生机理。控制方程为URANS和刚体单自由度转动方程,计算取Roe格式、SA湍流模型、双时间步法,气动/运动耦合采用双时间步三阶Adams预估校正法。计算Ma=0.6,α=35°,模型进入极限环振荡,振幅10.14°,周期20Hz,与风洞试验结果吻合较好。受力分析表明力矩迟滞曲线为双8环,中间为不稳定环,两侧为稳定环;模型的动不稳定性是由迎风尾舵引起,背风尾舵不能提供足够的动稳定性,导致模型丧失滚转阻尼,最终进入等幅等周期的极限环振荡;计算证实,该极限环是稳定的,模型在任意初始状态或微扰动作用下都将进入该极限环振荡。计算结果还表明,在非定常效应较强时,转动惯量对摇滚振幅影响不大,对频率影响明显。     

导弹配平飞行数值模拟及控制优化

传统基于建模仿真的控制系统检验方法受建模质量的影响,在非定常效应较强时很难得出准确结果。为此,采用基于CFD的虚拟飞行数值模拟方法检验和优化控制系统。首先介绍了数值模拟方法,进行了纵向开环控制飞行模拟,结果与气动力建模仿真结果、风洞试验结果吻合较好,共同验证了计算方法和气动力模型。针对迎角拉起设计了PID控制器,阶跃响应仿真结果表明控制器具有良好的动态性能,然后进行了数值模拟验证,结果表明迎角超调量超过50%、调节时间1.7s。通过试探法对控制参数进行了优化改进,将超调量减小到14%,调节时间减小到1.18s,动态性能显著提高。分析表明,受控时尾舵角速度达到200°/s,非定常效应强,线性气动力模型不能精确描述这些过程,造成了仿真结果的差异;虚拟飞行数值模拟技术在控制律检验和优化上可以起到关键作用。     

卫星推进剂剩余量测量技术地面试验研究

根据气体注入压力激励测量方法，研制了动态、高精度测量卫星液体推进剂剩余量原理样机，该样机以通信卫星双组元推进系统为测量对象。详细给出了利用该样机进行的地面试验情况，特别是测量数据平滑处理技术和液体蒸汽压误差修正技术。试验结果表明，当推进系统工作状态正常时，剩余液体体积量的测量误差小于贮箱总体积的１．０％，而当推进系统有小泄漏时，则小于２．０％。     

认识宇宙真空，除了观测，还有计算

黑格尔说：“一个民族总要有一些仰望星空的人。他们才有希望。”人类仰望星空，对宇宙的无穷性充满好奇和探索欲，对飞天充满向往。人类在探索宇宙的实践中增长知识、锻炼技能、改造世界观，但又不能沉浸于仰望星空的满足感。更需解决探索过程中遇到的实际问题。以使梦想和实践结合、知与行辩证统一。     

在轨卫星液体推进剂测量技术评述

回顾了在轨卫星液体推进剂测量技术发展概况。介绍了各种已开发的具体测量方法，并在相互比较的基础上作出了评述。最后对我国开展该项工作提出建议。     

窄条翼导弹俯仰机动中滚转失稳及其控制过程

窄条翼布局导弹通常具有复杂的横向气动特性,在大迎角飞行及快速机动中很容易诱发出现滚转非指令偏离和连续振荡,可能导致飞行失控,影响落点精度。为了研究窄条翼导弹俯仰快速机动对滚转失稳的诱发过程及滚转失稳对俯仰机动控制效果的影响,并验证三通道解耦控制方法的有效性,针对典型俯仰机动过程,分别利用2.4 m跨声速风洞虚拟飞行试验平台和耦合气动/运动/控制的一体化数值计算方法开展了相关研究。结果表明,风洞试验和数值模拟均成功预测了俯仰拉起和保持过程中的滚转自激失稳运动及其引起的纵、横向耦合运动,针对该机动过程,三通道解耦控制方法能够有效抑制滚转运动,保持姿态稳定。     

螺纹副虚拟旋合方法的研究及其应用

在建立螺纹旋合的二维简化模型基础上,在螺纹面接触的重力效应约束条件下,进行了不同螺纹牙型旋合的模拟,并可推算得到螺纹的旋合长度。实际螺纹样本与螺纹通止规模拟旋合的结果与采用螺纹通止规检验的结果一致,进一步验证了这种方法的可行性。