二维翼型混合层流控制减阻技术试验研究

选择NACA0006系列层流翼型作为物理模型,使用FLUENT商用软件计算分析翼型表面压力梯度,结合对翼型后缘做局部优化修形增大顺压梯度范围以及在翼型前缘布置吸气控制单元并配套吸气装置形成混合层流控制减阻技术。风洞试验中应用红外成像技术测量翼型表面层流区域,探索研究了混合层流控制减阻技术的实用效果。试验结果表明：对翼型实施混合层流控制减阻技术后,明显增大了翼型表面的层流面积。     

放电室长径比对射频离子推力器影响的数值模拟研究

为获得推力器的性能与推力器工况之间的变化规律,利用等离子体密度平衡方程、中性气体密度平衡方程、中性气体功率平衡方程、电子功率平衡方程构成的全域模型对氙工质射频离子推力器开展了数值模拟研究.结果表明,放电室长径比(L/R)的改变引起放电室壁上消耗功率的变化,从而影响推力器的性能.在放电室体积和工质流率不变的情况下,放电室...     

共面单脉冲拦截多目标问题

针对共面轨道的单脉冲拦截多目标问题,提出了一种求解拦截二、三目标的数值方法。对于单脉冲拦截二目标问题,当脉冲时刻或拦截某目标时刻给定时,通过Gibbs三矢量定轨算法,将该问题转化为求解只包含2个自由变量的非线性方程问题,通过Newton-Raphson迭代算法实现求解;进一步,考虑脉冲时刻自由,通过数值优化可得到燃料最优解。对于单脉冲拦截三目标问题,基于Lambert解将其转化为求解只包含2个自由变量的非线性方程问题,并通过数值迭代求解。两个问题求解时的迭代初值均通过Pork-Chop图法搜索得到。数值算例验证了提出方法的正确性及有效性。     

捷联惯导系统划船效应补偿算法研究

高速、高精度的划船效应补偿算法是提高捷联惯性导航系统(SINS)性能的重要环节.研究了划船效应补偿算法和划船效应补偿误差特性,推导了通用划船效应补偿系数方程和误差公式,给出了17种划船效应补偿算法,并对划船效应补偿误差特性进行了仿真研究.      

基于近似熵谱的碳纤维复合材料层压板拉伸损伤声发射分析

采用近似熵理论分析了碳纤维环氧树脂层压板在拉伸过程中产生的三种典型声发射信号。研究 表明基体开裂、脱胶以及纤维断裂这三种信号的近似熵谱特征不同,结合经验模式分解方法解释了三种损伤破 坏机制。此外,在经验模式分解的基础上考察了三种声发射信号本征模函数的频谱分布,进一步说明了近似熵 在本质上是衡量信号发生新振动模式产生的概率以及在复合材料声发射检测与损伤识别中使用近似熵谱分析 的有效性。     

天线指向控制系统中的低频电路设计

为了满足天线精确指向的要求,粗、精两级姿态控制方法得到发展,即飞行器本体的姿态控制与天线指向控制结合,得到高的天线指向精度。天线指向控制中的低频电路和射频电路共同完成天线指向控制的功能。其中,低频电路主要包括天线指向机构的电机驱动控制电路和角度测量电路。文章介绍了天线指向控制系统低频电路部分的设计思想及验证方法。     

面向A320维护训练器的飞控系统仿真模型研究

根据A320维护训练器的故障诊断的要求,利用一种改进的概念图的方法完成了A320方向舵系统的仿真建模,并以飞行增稳计算机的人工配平功能为例进行了建模及仿真验证。经A320维护训练器实际验证,该建模方法简便有效,可以扩展至整个飞控系统及A320其他系统的建模。     

DSMC量子动理学模型在火星再入流动中的应用

为解决化学反应模型高温数据缺乏的难题，探索DSMC方法量子动理学（QK）模型在实际中的应用，本文将该模型进一步应用于火星探测器稀薄气动特性的数值预测。通过计算探路者号在85 km、95 km和110 km高度的稀薄绕流，评估了QK模型的性能和稀薄气体效应的影响规律。结果表明，QK模型不依赖宏观的化学反应速率系数，适用于火星再入流动计算。化学反应及其模型对气动力的影响很小，但对气动热特性的影响不容忽略，考虑化学反应后的驻点热流可以下降约12%~14%。     

空间在轨环境下的30 cm离子推力器三栅极组件间距变化仿真分析

采用有限元仿真(FEM)与地面热平衡试验验证相结合的方法，计算并模拟了30 cm离子推力器处于在轨环境时，有、无主动热控对三栅极相对位移变化造成的影响，并对目前离子推力器设置的工作启动流程可能造成的打火风险进行了预估。结果显示：三栅极组件的热形变方向均为法向方向，且栅极中心区域的间距最小；在 -269 ℃ 在轨极限环境温度下，推力器在5 kW工作模式下温度平衡后的屏栅与加速栅最大热态间距为0.14 mm，加速栅和减速栅则已发生贴合；在受太阳辐照以及卫星帆板恒温边界的影响下，栅面最低初始温度为-102 ℃；当推力器主动热控保证温控点为20 ℃时，栅面最低启动温度为-25 ℃，且推力器工作8000 s后，屏栅与加速栅、加速栅与减速栅的最小间距分别稳定在0.25 mm和0.20 mm；当推力器主动热控保证温控点为50 ℃时，推力器工作9000 s后，屏栅与加速栅、加速栅和减速栅最小间距分别稳定在0.31 mm和0.30 mm，能够满足0.25 mm的栅极安全打火间距要求。     

访问多个特定相对位置的航天器轨道设计

在航天器轨道设计问题中,将惯性空间中经典的吉布斯三矢量定轨方法拓展到相对运动空间中,给出了一种相对运动条件下的三矢量定轨方法。针对已知轨道的目标航天器,以及二个或三个给定的空间相对位置,基于相对运动方程,提出了设计跟随航天器飞行轨道的数值方法。以轨道面共面或异面,以及目标航天器轨道形状为椭圆或圆,将问题分为四种情况进行约束条件和自由变量个数的分析讨论。对于自由变量个数多于约束方程的情况,额外给定周期重访约束,将各种情况下的特定相对位置访问问题转化为一至二维的非线性方程(组)求解问题。对一维方程求解采用分段黄金分割+割线法进行快速求解;对二维方程组通过网格法搜索迭代初值并通过牛顿迭代快速求解。进一步基于线性模型的解,采用微分修正方法求解了各情况下J2摄动模型下的结果。数值算例验证了提出方法的正确性及有效性。